Карфидов В. «Космонавтика», 2021 г. Проекты американских АМС 1991- 2000 гг.
ТЕМАТИЧЕСКИЕ ПРОГРАММЫ

12.5. Программа «Discovery»
Программа «Discovery» была сформулирована NASA в 1991 году с целью снизить расходы на разработку и обеспечение полетов межпланетных исследовательских станций. В соответствии с новой доктриной исследование планет и межпланетного пространства должно было осуществляться легкими недорогими узкоспециализированными АМС, а не путем многолетних и многоплановых программ, результатом которых были универсальные и очень дорогостоящие исследовательские комплексы.
Программа «Discovery» пополнялась и дорабатывалась по мере осуществления. Проекты - кандидаты на финансирование и осуществление по программе «Discovery», - выдвигались научными учреждениями, университетами и исследовательскими центрами.
В связи с тем, что полеты к Марсу и Венере осуществлялись NASA с начала 1960-х годов, основная часть проектов, предлагавшихся и утверждаемых по программе «Discovery», была посвящена исследованию объектов, ранее не изучавшихся космическими аппаратами - астероидов, комет, а также космической пыли и солнечного ветра. Тем не менее, часть предложенных проектов предусматривала запуски АМС к Луне, Венере, Меркурию и Марсу. Информация по этим проектам приведена в соответствующих главах.
В табл. 3.65 перечислены проекты, как принятые к осуществлению в рамках программы «Discovery», так и отклоненные. Первые два проекта - NEAR¹ и Mars Pathfinder², были приняты к реализации до начала первого конкурсного отбора, состоявшегося в 1994-1995 годах.
Описания АМС и информация по осуществленным полетам приводится в соответствующих главах.

¹ Near Earth Asteroid Rendervouz - встреча с астероидом, проходящим близко к Земле (англ.). См. п. 7.5.2.
² Pathfider - следопыт (англ.). См. п. 2.6.8.1.



На первом этапе рассмотрения предложений в 1994 году к реализации был выбран проект «Lunar Prospector», еще три проекта - «Suess-Urey», «Stardust» и «Venus Multi Probe Mission» были отобраны для дополнительного рассмотрения.
В 1995 году из этих трех был выбран проект «Stardust».


Из 34 поданных предложений для второго этапа были отобраны проекты 1-5.
Во втором туре в 1997 году были выбраны проекты «CONTOUR» и «Genesis».


Было подано 28 предложений. Во второй тур были выбраны проекты 1-5.
В 1999 году к реализации были приняты проекты «Deep Impact» и «Messenger».


Было подано 26 предложений. Во второй тур были выбраны проекты 1-3.
В 2001 году к реализации были приняты проекты «Dawn» и «Kepler».


12.6. Программа «New Frontiers»
Программа «New Frontiers» объединяет межпланетные миссии средней стоимости, более дорогостоящие, чем миссии программы «Discovery», но не такие затратные, как миссии класса «Flagship».


В предварительном отборе 2019 года были выбраны два проекта - «Dragonfly» и «CAESAR». Окончательно был утвержден проект «Dragonfly».
¹ В середине 1980-х годов ESA рассматривала проект АМС с названием «CAESAR».

12.7. Программа «New Millenium»
В 1995 году Лаборатория JPL (NASA) предложила программу «New Millenium» («Новое тысячелетие»), предназначенную для отработки и демонстрации новых технологий. Программа состояла из двух частей - «Deep Space» («Глубокий космос») и «Earth Observing» («Наблюдение Земли»). По первой части этой программы разрабатывались АМС, предназначавшиеся, главным образом, для запуска за пределы околоземных орбит, а по второй - аппараты, запускавшиеся на орбиты ИСЗ. Около 2000 года программа была переименована в «Space Technology» («Космическая технология»). Программа закрыта в 2009 году.
Ниже приведен список проектов, разрабатывавшихся по этой программе.


1.15.1. АМС «Clementine-1»
(полностью см.)
Работа АМС «Clementine-1» на окололунной орбите продолжалась более двух месяцев. Вся программа исследований с орбиты ИСЛ была полностью выполнена. Получено около полутора миллионов снимков лунной поверхности.
04.05.94 года был произведен переход АМС на геоцентрическую орбиту. Планировалось, что АМС «Clementine-1» облетит Землю, вновь сблизится с Луной и перейдет на траекторию полета к астероиду Географ, сближение с которым до расстояния 95-120 км должно было произойти 31.08.94 г. Рассматривалась возможность пролета после этого другого астероида - 1983RD.
К сожалению, в результате сбоя бортового компьютера один из двигателей ориентации не выключился после выполнения ухода с орбиты ИСЛ, и весь запас топлива был израсходован. АМС получила вращение со скоростью 80 об/мин. Запланированное сближение с астероидом Географ оказалось невозможным.
¹ Deep Space Program Sensor Experiment - научный эксперимент по изучению дальнего космоса (англ.).

1.15.2. Проект АМС «Clementine-2»
В 1993 году было предложено на элементной базе АМС «Clementine-1» разработать АМС «Clementine-2» для полета к двум астероидам с целью изучения их минеральных ресурсов. На АМС предлагалось установить четыре аппарата системы LEAP, которые будут направляться для доставки и подрыва на поверхности астероида некоторого взрывчатого вещества. АМС сможет исследовать минеральный состав выброшенных осколков породы с пролетной траектории. Кроме испытаний аппаратов LEAP на АМС «Clementine-2» предполагалось испытать такие новые технологии, как, например, корпус, изготовленный из композиционных материалов, и ЖРД, работающий на гидразине и пятихлористом фторе. Удельный импульс такого ЖРД должен составить 350 с.
В 1994 году выдвигалось предложение использовать аппараты LEAP для доставки на Луну мини-марсоходов. В проведенном эксперименте была показана возможность аппарата LEAP совершать управляемый полет и мягкую посадку с доставкой мини-ровера.
Уточненный проект 1996 года предусматривал пролет АМС «Clementine-2» около трех астероидов в течение одного года. На каждый астероид должен быть сброшен пенетратор массой 20 кг и длиной до 1 м. Пенетратор должен иметь холодноструйные двигатели на сжатом газе для разгона до скорости в десятки м/с. Основное назначение АМС - сочетание отработки технологий военного назначения с получением научной информации.
Проект не был утвержден.

1.21. АМС «GRAIL»
смотри
1.23.3. «BioSentinel»
смотри
ИССЛЕДОВАНИЕ МАРСА
2.6.8. Программа «MESUR Pathfinder»
В 1991 году NASA приступила к разработке программы исследования объектов Солнечной системы недорогими АМС. Одним из пунктов этой программы, получившей название «Discovery», была программа «MESUR» (Mars Environment SURvey - Изучение окружающих условий на Марсе), которая предусматривала доставку на Марс нескольких максимально простых дешевых АМС. Первым этапом программы «MESUR» был предложенный в 1992 году проект «Pathfinder»².
² Pathfinder - следопыт (англ.).
В рамках этого проекта предусматривалось доставить на Марс малогабаритный марсоход, соединенный с посадочным модулем волоконно-оптическим кабелем длиной 200-300 м. Марсоход должен был провести исследование места посадки с помощью телекамеры и приборов общей массой 3 кг.

2.6.8.1. АМС «Mars Pathfinder»/«Sojourner»
В результате работы по проекту «MESUR Pathfinder» была разработана АМС, получившая наименование «Mars Pathfinder». Основной задачей проекта была доставка на Марс самоходной исследовательской станции «Sojourner»¹. В научные задачи проекта входило изучение динамики прямого входа АМС атмосферу Марса, длительное наблюдение марсианской поверхности с близкого расстояния, исследования химического состава и других характеристик поверхности Марса. Негласной целью проекта была демонстрация возможности доставлять на поверхность Марса АМС простым и недорогим способом.
¹ Название дано по результатам конкурса среди студентов и школьников в честь Трут Соджорнер (Truth Sojourner), известной, как активного борца против рабства в США в XIX веке.
АМС состояла из посадочного модуля и марсохода. Посадка на Марс производилась с прямой траектории, без выхода на орбиту спутника Марса. Посадочный модуль был помещен внутрь защитного кожуха, нижняя часть которого являлась также теплозащитным экраном.
Коррекция траектории АМС на этапе перелета Земля - Марс осуществлялась с помощью 8 ЖРД тягой по 0,45 кгс, работавших на моногидразине.
Расчетная схема посадки выглядела следующим образом.
Скорость входа посадочного модуля в атмосферу составляет примерно 7 300 м/с. После аэро-динамического торможения в атмосфере до скорости 400 м/с в действие вводится парашют диаметром 12,5 м. Во время спуска производится измерение параметров атмосферы. Парашют снижает скорость спуска до 70 м/с. Через 20 секунд после раскрытия парашюта отбрасывается теплозащитный экран, и посадочный модуль повисает на 20-метровом фале под верхней частью кожуха. На высоте 1,6 км включается лазерный альтиметр, по сигналу которого за 10 с до касания поверхности надуваются четыре защитных мешка, образующие надутую оболочку диаметром около 5,2 м. На высоте 100 м срабатывают три РДТТ, расположенные на верхней половине защитного кожуха, и после этого фал отстреливается. Посадочный модуль падает на поверхность внутри надутой оболочки, которая амортизирует удар в момент касания.
После успокоения и прекращения качения и подпрыгивания, газ из мешков выпускается, и посадочный модуль приступает к развертыванию в рабочее положение.
Конструктивно модуль состоял из треугольного корпуса и трех также треугольных панелей солнечных батарей, закрепленных по трем сторонам верхней грани корпуса. В полетном состоянии панели солнечных батарей подняты, образуя вместе с корпусом правильный тетраэдр. Площадь солнечных батарей - 2,5 м². После сброса давления из амортизационных мешков включается механизм раскрытия панелей, которые играют при этом роль рычагов, поворачивая модуль из положения, в котором он оказался после посадки, в правильное горизонтальное положение.
Марсоход «Sojourner» (другие названия: «Mars Pathfinder Rover», «MESUR Pathfinder Rover», «Microrover Flight Experiment», «MFEX», «Rocky IV») был закреплен на корпусе посадочного модуля внутри тетраэдра и после раскрытия панелей получает возможность съехать с корпуса на поверхность Марса.
«Sojourner» имел шестиколесное шасси и управлялся командами с Земли.
На посадочном модуле устанавливались следующие приборы:
- стерео-видеограф;
- альфа-протон-рентгеновский спектрометр;
- комплект приборов для исследования атмосферы;
- датчик измерения скорости и направления ветра;
- черно-белая и цветная телекамеры.
Программа работы марсохода была составлена только на 7 солов¹. «Sojourner» должен был провести фотографирование грунта, камней, посадочного модуля, следов от своего шасси, а также провести экспресс анализ состава некоторых камней с помощью спектрометра. Все эти эксперименты должны были выполняться не далее 10 м от посадочного модуля, хотя в дальнейшем предполагалось и большее удаление.
¹ Сол - марсианские сутки. Равны 24 часам 37 минутам.
Энергопитание марсохода осуществлялось от солнечной батареи площадью 0,2 м², расположенной на «крыше» марсохода. Высота марсохода 0,28 м, длина 0,63 м, ширина 0,48 м. Клиренс - 0,13 м. Масса марсохода - 11,5 кг.
АМС в сборе имела высоту 1,5 м и диаметр 2,65 м. Стартовая масса АМС «Mars Pathfinder» - 889 кг, в том числе 320 кг топлива и сжатого газа. Масса посадочного модуля- 360 кг. Запуск АМС выполнялся РН Delta II (7925).
Старт АМС «Mars Pathfinder» состоялся 04.12.96 года. АМС достигла Марса 04.07.97 года, в День Независимости Соединенных Штатов Америки.
Посадка произошла в соответствии с расчетами. АМС коснулась поверхности Марса примерно под углом 45° со скоростью около 18 м/с, подпрыгнула после удара о грунт примерно на 15 м, затем, совершив еще 15 прыжков и прокатившись по поверхности, остановилась примерно в 1 км от точки первоначального касания. Координаты места посадки АМС «Mars Pathfinder»: 19,33° с.ш., 33,55° з.д. Эта точка на Марсе получила наименование Sagan Memorial Station в честь знаменитого американского ученого Карла Сагана.
Сход марсохода «Sojourner» на марсианскую поверхность состоялся 06.07.97 года. Успешная работа АМС «Mars Pathfinder» и марсохода «Sojourner» на Марсе продолжалась до 27.09.97 года, когда связь прервалась по неизвестной причине. Расчетное время работы на поверхности Марса составляло 30 суток для посадочного модуля и 7 суток для марсохода. Суммарное расстояние, пройденное марсоходом, составляет около 100 м.

2.6.8.2. Проект АМС «Mars Polar Pathfinder»
В 1993-1994 годах NASA рассмативала проект отправки к Марсу второй АМС по программе «MESUR Pathfinder». Мини-марсоход должен был быть доставлен в северную полярную область. Кроме изучения грунта и наличия водяного льда ставилась также задача провести замеры количества пыли, осаждаемой на панели солнечных батарей.
Проект не был принят к реализации, т.к. на эти сроки (1996 и 1998 г.г.) уже были запланированы запуски АМС по программе «Mars Surveyor».

2.6.9. Марсоход «LSR-1»
В 1997 году Лаборатория JPL выполнила разработку марсохода, условно названного «LSR-1» (Lightweight Survivable Rover - легкий «живучий» марсоход). Марсоход длиной 1 м имел клиренс 30 см и массу 5-7 кг. Марсоход нес 4 кг научной нагрузки (для сравнения, марсоход «Sojourner» имел нагрузку 1 кг) и мог пройти расстояние, в 100 раз большее, чем «Sojourner». Марсоход снабжался автономным навигационным оборудованием, обеспечивающим многокилометровое движение по поверхности Марса. Марсоход должен передвигаться на сплющивающихся колесах диаметром 20 см. В состав оборудования входил легкий манипулятор.
Марсоход «LSR-1» предлагался к доставке на Марс в одном из предстоящих запусков.

2.6.10. Марсоход «Athena»
По программе «Mars Surveyor 2001 Lander» предусматривалось, что в «окне» 2001 года к Марсу будет также запущена АМС, которая должна была доставить на поверхность Марса самоходную АМС «Athena» с комплектом научной аппаратуры.
Марсоход «Athena» разрабатывался для доставки на Марс в составе АМС «Mars Surveyor 2001 Lander».
Состав аппаратуры марсохода:
- буровое устройство;
- контейнер для образцов;
- миниатюрный термоэмиссионный спектрометр;
- рамановский спектрометр;
- мессбауэрский спектрометр.
Планировалось, что марсоход проработает на Марсе не менее 1 года, проходя ежедневно примерно по 100 м. Марсоход «Athena» должен был провести наблюдения за атмосферой Марса, выполнить исследование грунта и камней, отобрать образцы, перспективные с точки зрения вероятного обнаружения признаков жизни, для возможной последующей доставки их на Землю по программе «Mars Sample Return Mission».
Старт АМС «Mars Surveyor 2001 Lander» должен был состояться 03.04.01 года, а посадка на Марс - 27.01.02 года.
К апрелю 1998 года выяснилось, что масса, а также стоимость изготовления марсохода существенно превышают предварительно оцененные величины, в связи с чем было принято решение исключить марсоход «Athena» из состава АМС «Mars Surveyor 2001 Lander», заменив его мини-марсоходом «Marie Curie».
В дальнейшем на основе проекта «Athena» были разработаны марсоходы «MER» («Spirit» и «Opportunity»).

2.6.11. Марсоход «Marie Curie»
В 1998 году было предложено заменить марсоход «Athena» в составе АМС «Mars Surveyor 2001 Lander» техническим экземпляром мини-марсохода «Sojourner». Новому марсоходу было присвоено название «Marie Curie». Предполагалось, что на ровере «Marie Curie» будет установлен более мощный радиопередатчик, чем на его предшественнике «Sojourner», что позволит роверу удаляться от посадочного модуля на большее расстояние, поддерживая cвязь напрямую с орбитальной АМС.
В марте 2000 года запуск АМС «Mars Surveyor 2001 Lander» был отменен. Доставка марсохода «Marie Curie» была перенесена на 2003 год, как начальный этап программы доставки на Землю марсианского грунта. После принятия программы MER доставка марсохода «Marie Curie» была отменена.

2.6.12. Марсоходы «MER» («Spirit» и «Opportunity»)
В программе 2000 года была объявлена задача доставки на Марс в астрономическом «окне» 2003 года двух марсоходов «Mars Exploration Program Rover» («MEPR»), вскоре переименованных в «Mars Exploration Rover³» («MER»).
АМС «Mars Exploration Rover» конструктивно состоит из перелетного модуля и посадочного аппарата.
Перелетный модуль обеспечивает полет АМС по заданной траектории, проведение коррекций и электропитание бортовой аппаратуры во время полета до Марса. Диаметр модуля 2,65 м, высота 1,60 м. Модуль несет две солнечные батареи и две двигательные установки по четыре гидразиновых двигателя в каждом. Масса перелетного модуля 235,5 кг, в том числе 45 кг гидразина. Управление перелетным модулем ведет бортовой компьютер марсохода.
Посадочный аппарат состоит из лобового экрана, хвостового обтекателя и посадочной платформы. После баллистического торможения раскрывается парашют диаметром 15 м, размещенный под хвостовым обтекателем, а через 20 секунд сбрасывается лобовой экран. Посадочная платформа совершает спуск на парашюте до достижения высоты 284 м, после чего производится наполнение надувных амортизаторов. На высоте 10-15 м срабатывают двигатели мягкой посадки, закрепленные на хвостовом обтекателе, парашют отцепляется и посадочная платформа падает на поверхность Марса внутри надутого «кокона». После прекращения подпрыгивания и качения газ из надутых амортизаторов выпускается, и начинается раскрытие посадочной платформы.
³ Mars Exploration Rover - самоходный аппарат для исследования Марса (англ.).

Посадочная платформа представляет собой треугольное основание с боковыми «лепестками» такой же формы. В полетном состоянии «лепестки» сложены, образуя тетраэдр. При раскрытии «лепестков» происходит принудительное переворачивание платформы основание вниз. Внутри тетраэдра закреплен марсоход - собственно «Mars Exploration Rover» («MER»).
Марсоход «MER», разработанный на базе марсохода «Athena», находится в посадочной платформе также в сложенном состоянии. После раскрытия «лепестков» платформы выполняется разворачивание ровера в рабочее положение, осмотр окружающей обстановки и съезд с посадочной платформы на грунт.
Марсоход в развернутом состоянии имеет длину 1,6 м, ширину 2,3 м и высоту 1,5 м. Основное электропитание обеспечивается двумя панелями солнечных батарей, общей площадью 1,3 м². Кроме того, ровер имеет восемь радиоизотопных источников и литиево-ионные аккумуляторные батареи. Шасси ровера имеет шесть колес диаметром 26 см. Центр масс расположен достаточно низко, так что марсоход не опрокидывается при наклонах до 45° , хотя в систему управления заложено ограничение по углу наклона в 30° . Колеса ровера имеют независимый привод. Система управления марсохода - комбинированная. Основные команды на движение задаются с Земли, но бортовой компьютер способен самостоятельно управлять движением к заданной точке, обходя препятствия. Расчетная длина маршрута ровера - 600 м, при этом запланированный суточный переход составлял до 40 м. Максимальная скорость движения марсохода «MER» - 5 см/с. Для выбора маршрута и объектов исследования ровер оборудован двумя парами навигационных телекамер - передней и задней. Расчетное время работы ровера на Марсе - 90 марсианских суток.
Марсоход имеет три антенны - остронаправленная, ненаправленная и УКВ-антенна. Передача информации может идти как напрямую на Землю с помощью остронаправленной антенны, так и через орбитальные АМС. Планировалось, что ретранслировать передаваемую информацию будут АМС «Mars Global Surveyor» и «2001 Mars Odyssey». Для демонстрации совместимости предусматривалось транслировать часть информации через АМС «Mars Express».
Научная аппаратура марсохода «MER»:
- PanCam (Panoramic Camera) - панорамная цветная стереокамера с ПЗС-матрицей 1 024 х 2 048 пикселов. Камера имеет два объектива, разнесенных на 30 см и повернутых на относительный угол 1° . Камера поднята на штанге на высоту 1,3 м и способна поворачиваться на 360° по горизонтали и на угол ±90° по вертикали. Поле зрения камеры 16,8° х 16,8° ;
- черно-белая широкоугольная навигационная стереокамера;
- Mini-TES (Mini-Thermal Emission Spectrometer) - термоэмиссионный спектрометр для определения по инфракрасному излучению минерального состава деталей окружающего рельефа;
- IDD (Instrument Deployment Device) - манипулятор, на котором установлены четыре устройства:
- APXS (Alpha-Particle and X-ray Spectrometer)- альфа- и рентгеновский спектрометр;
- Moessbauer Spectrometer - мёссбауэровский спектрометр;
- Microscope Imager - камера-микроскоп с полем зрения 31 х 31 мм и ПЗС-матрицей 1 024 х 1 024 пиксела
- RAT (Rock Abrasion Tool) - шлифовальное устройство для снятия верхнего слоя на исследуемых образцах;
- магнитные ловушки для поиска частиц пыли, обладающих магнитными свойствами.
Масса марсохода «MER» - 179 кг.
Стартовая масса АМС составляет 1 077 кг, в том числе посадочная платформа с надувными амортизаторами - 369,5 кг, лобовой экран - 84 кг, хвостовой обтекатель с парашютной системой - 209 кг.
Запуск АМС «Mars Exploration Rover» производился РН Delta 7925.
Было изготовлено и запущено две АМС «Mars Exploration Rover», «MER-1» и «MER-2». Из-за обнаруженной проблемы с кабелем энергопитания и потребовавшихся для ее устранения работ старт АМС «MER-1» был задержан, и для запуска пришлось использовать более мощную модификацию РН Delta 7925H.
АМС были запущены 10 июня и 08 июля 2003 года, и достигли Марса в январе 2004 года. В порядке очередности запуска АМС получили обозначения «MER-A» и «MER-B». Обе АМС благополучно совершили посадку на Марс. Марсоходы получили имена собственные - «Spirit» («Дух») и «Opportunity» («Возможность»).
Вопреки ожиданиям, марсоходы «MER» проработали на поверхности Марса намного больше расчетного срока - несколько лет.


Марсоход «Spirit» за четыре земных года прошел 7,5 км. В конце 2007 года вышло из строя переднее правое колесо, и марсоход продолжал движение на пяти ведущих колесах. В апреле 2008 года «Spirit» застрял в мягком грунте, сев корпусом на торчащий камень. В ноябре 2008 года после многомесячных попыток освободить марсоход из «ловушки» вышло из строя правое заднее колесо. В начале 2010 года было принято решение о прекращении попыток освободить марсоход. «Spirit» стал стационарной научно-исследовательской станцией. Общий пройденный путь марсохода «Spirit» составил 7 729,93 м.
22.03.10 г. от марсохода «Spirit» были получены последние данные. После этого марсоход был вынужден отключить всю аппаратуру из-за низкого поступления электроэнергии от солнечных батарей - в южном полушарии Марса, где находился «Spirit», наступала зима. Специалисты NASA рассчитывали продолжить работу с марсоходом с приходом весны - в ноябре-декабре 2010 года. После подзаряда аккумуляторов «Spirit» должен был выйти на связь, однако этого не произошло. Попытки восстановить работу марсохода путем передачи на него команд на включение запасного передатчика к успеху не привели. 25.05.11 г. попытки выйти на связь с марсоходом «Spirit» были прекращены.


Марсоход «Opporunity» 24.03.15 г. находился на расстоянии 22,1 км к югу и 10,1 км к востоку от точки посадки. Длина пройденного марсоходом пути на этот день - за 12 лет работы на Марсе, - 42,195 км.
Последний сеанс связи с марсоходом «Opporunity» состоялся 10.06.2018 года. В это время на Марсе зарождалась мощная пылевая буря, охватившая значительную часть планеты. Аккумуляторы марсохода не могли подзаряжаться, т.к. из-за запыления атмосферы солнечный свет практически не попадал на солнечные батареи, и в соответствии с заложенной логикой, марсоход переключился в «спящий» режим. После окончания бури вывести марсоход из «спящего» режима не удалось. Специалисты NASA предполагают возможный выход из строя аккумуляторов из-за низких температур (ночные температуры на Марсе достигают минус 96° С). Другой возможной причиной является слой пылы, осевшей на панелях солнечных батарей.
В начале 2019 года NASA официально признала работу с марсоходом «Opporunity» завершенной. Фактическое время работы марсохода превысило расчетный срок в 60 раз.

Доставка марсианского грунта
2.7.6. Программа «Mars Sample Return Mission»
«Mars Sample Return Mission» (MSRM) - комплексная программа по доставке на Землю образцов марсианского грунта и скальных пород, разрабатывавшаяся с 1998 года. В программе участвовали NASA (США) и CNES (Франция).
Программа была рассчитана на выполнение в течение нескольких лет с поэтапным разделением задач сбора образцов, выведения капсул с образцами на околомарсианскую орбиту и последующей доставки их на Землю. Для реализации программы должны были быть разработаны два комплекса - посадочный и орбитальный.

Посадочный комплекс
Посадочный комплекс MSRM разрабатывала NASA. Комплекс состоял из трех модулей: посадочный модуль, марсоход и взлетная ракета.
Масса посадочного комплекса - около 2 т. Запуск должен производиться на РН Delta 3. Посадка комплекса должна производиться с «прямого входа», то есть, без выхода на орбиту спутника Марса. АМС будет тормозиться с помощью лобового экрана, после чего раскроется парашютная система. Для обеспечения мягкой посадки на последнем этапе будет задействована посадочная ДУ.

Посадочный модуль
Посадочный модуль доставит на поверхность Марса взлетную ракету и марсоход. На модуле устанавливаются буровая установка для извлечения образцов грунта с глубины 1-2 м и спектрометр для анализа извлеченных образцов. Образцы грунта также загружаются в контейнер взлетной ракеты.

Марсоход
Марсоход массой 50 кг оснащен установкой для бурения. В отличие от установки на посадочном аппарате, бур марсохода будет способен бурить скальные породы и брать образцы размером 1-2 см. Марсоход будет двигаться по расширяющимся кругам вокруг посадочного модуля, периодически перегружая собранные образцы в контейнер взлетной ракеты.

Взлетная ракета MAV
Взлетная ракета MAV (Mars Ascent Vehicle) имеет длину 1,83 м и диаметр 33 см. Масса MAV - 170 кг. Транспортное положение ракеты - горизонтальное. Ракета состоит из 2-3 твердотопливных ступеней и полезной нагрузки - контейнера массой 3,6 кг, в котором будет находиться 200-500 г собранных образцов. Контейнер имеет двойную оболочку, причем во время пребывания на Марсе внутренняя оболочка контейнера будет изолирована от контакта с марсианской атмосферой.
После завершения сбора образцов, на что отводится несколько месяцев, контейнер закрывается, ракета принимает вертикальное положение и стартует. Задача ракеты MAV - вывести контейнер на круговую орбиту высотой 600 км. После выхода на орбиту последняя ступень MAV и внешняя оболочка контейнера сбрасываются. Контейнер, диаметр которого равен 15 см (без внешней оболочки) находится на орбите до момента подбора орбитальной АМС.

Орбитальный комплекс
Орбитальный комплекс проекта MSRM разрабатывает Франция. В состав комплекса входит орбитальный аппарат «CNES Orbiter» и четыре посадочных модуля «NetLander».
В задачу орбитального аппарата входит сближение с контейнерами взлетных ракет, находящимися на околомарсианской орбите, захват контейнеров и доставка их на Землю.
Посадочные модули «NetLander» выполняют отдельную программу работы, не связанную с доставкой образцов грунта.
Состояние программы на 1998-2013 годы
На начало 1998 года программа выглядела, как показано в таблице.


После гибели в 1999 году АМС «Mars Climate Orbiter», которая должна была получить уточненные данные о характеристиках марсианской атмосферы, необходимой для выполнения маневра аэродинамического захвата, а также в связи с потерей в том же году АМС «Mars Polar Lander», NASA пересмотрела график выполнения программы «Mars Sample Return Mission». Срок первой доставки марсианского грунта на Землю был перенесен на 2014 год, в 2016 году экспедиция должна была быть повторена (с доставкой грунта из другого района). В ответ на такое изменение сроков CNES приняла решение о самостоятельной подготовке экспедиции за марсианским грунтом.


2.7.7. Проект «Aladdin»
По проекту «Aladdin» (1997 г.) предлагалось создать АМС для доставки на Землю образцов вещества Фобоса и Деймоса. Забор образцов предлагалось произвести путем обстрела поверхности спутников Марса с близкого расстояния и улавливания обломков. Проект дважды выдвигался на конкурс по программе «Discovery» (в 1998 г. и в 2000 г.), но оба раза не был принят к реализации.

2.8.2. Проект «MAGE» («Kitty Hawk»)
Проект MAGE (Mars Airborn Geophysical Explorer) был предложен компанией Malin Space Science Systems в 1998 году на конкурс проектов по программе Discovery, но не был принят.
В соответствии с проектом, к Марсу должна быть запущена АМС, состоящая из трех модулей:
- пролетный модуль CARV (Cruise And Relay Vehicle);
- спускаемый аппарат EV (Entry Vehicle), созданный на основе конструкции СА АМС «Mars Pathfinder»;
- марсианский самолет «Kitty Hawk».
Схема полета по проекту выглядит следующим образом. Старт состоится в мае 2003 года. 14.12.03 г. спускаемый аппарат отделяется от пролетного модуля, после чего CARV выполняет коррекцию траектории таким образом, чтобы пролететь мимо Марса в точке минимального расстояния через два часа после входа в атмосферу посадочного аппарата. Через трое суток после отделения, 17.12.03 года, посадочный аппарат EV входит в атмосферу. В процессе спуска должен быть развернут и на высоте 2 км отделен от спускаемого аппарата марсианский самолет «Kitty Hawk».
Самолет «Kitty Hawk» имеет размах крыльев 9,75 м. Самолет оснащен гидразиновым двигателем с толкающим винтом. Масса самолета - 135 кг. Скорость полета - 600 км/ч. Запас топлива рассчитан на 3 часа полета. Полет должен проходить на высоте от 1 000 до 9 000 м. На самолете устанавливается следующее научное оборудование:
- гравитационный градиометр;
- магнитометр;
- детектор электрических полей;
- лазерный альтиметр;
- инфракрасная камера;
- видеокамера высокого разрешения (0,05-0,30 м);
- видеокамера среднего разрешения (0,3-1,8 м);
- три стереокамеры;
- хвостовая видеокамера, снимающая самолет на фоне ландшафта.
Предполагалось с помощью «Kitty Hawk» провести стереофотосъемку долины Маринера.
Вся получаемая информация (расчетный объем 20 гигабит) транслируется на пролетный модуль CARV, который записывает ее в запоминающее устройство, а затем в течение месяца передает на Землю.

2.8.3. Проект «Mars Airplane»
По проекту «Mars Airplane» в 1998 году предлагалось на одной из АМС «Mars Micromission» доставить на Марс самолет-разведчик. Запуск мог состояться в 2003 или 2005 годах. Позднее аналогичные проекты «Kitty Hawk» и ARES были предложены на конкурсы по программам «Discovery» и «Scout», но не были приняты.

2.10. Программа «Mars Surveyor»
После потери АМС «Mars Observer» в августе 1993 г., NASA была вынуждена пересмотреть стратегию разработки и запуска межпланетных станций. В результате 07.02.94 г. была принята новая 10-летняя программа исследований Марса «Mars Surveyor», в рамках которой предусматривался запуск легких и недорогих АМС в каждом астрономическом «окне», то есть, каждые 26 месяцев: в 1996, 1998, 2001, 2003, 2005 годах.
«Mars Surveyor 96» - одна АМС для исследований с орбиты Марса;
«Mars Surveyor 98» - две АМС, орбитальная и посадочная;
«Mars Surveyor 2001» - две АМС, орбитальная и посадочная;
Запуски в 2003 и 2005 годах должны были выполняться в рамках программы доставки марсианского грунта «Mars Sample Return Mission» (совместно с Францией).

2.10.1. «Mars Surveyor 96»
2.10.1.1. АМС «Mars Global Surveyor»
В астрономическом «окне» 1996 года была запущена АМС «Mars Global Surveyor» (MGS) предназначенная для топографической съемки поверхности Марса с разрешением менее 2,5 м.
Корпус АМС был выполнен в виде параллелепипеда с размерами 1,17 х 1,17 х 1,7 м, разделенного на два отсека - отсек оборудования и двигательный отсек. Корректировочно-тормозная ДУ, работавшая на гидразине и четырехокиси азота, имела тягу 61 кгс. Система управления имела 12 двигателей тягой по 0,45 кгс.
Состав научных приборов:
- телекамера;
- термоэмиссионный спектрометр;
- лазерный высотомер;
- магнитометр;
- электронный рефлектометр.
Энергопитание бортовой аппаратуры АМС обеспечивалось двумя двухсекционными панелями солнечных батарей, общей площадью 6,65 м², и никель-водородными аккумуляторами. Масса АМС - 1 391 кг, в т.ч. 360,5 кг топлива. Запуск был осуществлен 07.11.96 г. с помощью РН Delta II 7925A.
12.09.97 г. АМС вышла на орбиту искусственного спутника Марса с высотой 258 х 54 021 км и периодом обращения 45 ч.
После выхода на орбиту Марса выявилось повреждение крепления одной из панелей солнечных батарей. В связи с этим было решено снизить нагрузки на панель при аэродинамическом торможении АМС, для чего торможение решили проводить в два этапа, в более растянутые сроки. С сентября 1997 года по март 1998 года выполнялся первый этап аэродинамического торможения АМС в разреженных слоях атмосферы. С марта 1998 года по сентябрь 1998 года АМС выполняла цикл научных исследований. На 23.09.98 г. орбита АМС имела высоту 171 х 17 854 км.


Затем АМС была переведена на орбиту 127 х 17 836 км для проведения второго этапа аэродинамического торможения. В феврале 1999 года торможение до нужной высоты орбиты завершилось, и АМС с опозданием на год была переведена на орбиту высотой 368 х 438 км. Съемка поверхности Марса началась в середине марта 1999 года и продолжалась до апреля 2002 года.
После завершения основной задачи АМС, параллельно с выполнением функции ретранслятора для АМС MER «Spirit» и «Opportunity», продолжала выполнение наблюдений по продлеваемым программам. Так, в сентябре 2006 года было утверждено очередное продление сроком на два года, однако 05.11.06 г. связь с АМС «MGS» была потеряна. Все усилия восстановить связь оказались безуспешными. 20.11.06 г. были предприняты попытки получить изображение АМС с помощью телекамеры высокого разрешения АМС «MRO» (15 см с расстояния 200 км), чтобы по высококачественным снимкам определить пространственное положение АМС и ориентацию солнечных батарей. Положение «Mars Global Surveyor» было рассчитано по орбите, известной на момент потери связи, но в ожидаемой точке АМС «MGS» не оказалось. Вероятно, за прошедшие две недели неконтролируемое изменение орбиты оказалось достаточно велико, и найти замолчавшую АМС не удалось.
Позднее была найдена причина потери связи с АМС - ошибка в переданных на борт данных по ориентации и пределам допустимых перемещений солнечных батарей.
АМС «Mars Global Surveyor» проработала с момента старта 10 лет без двух дней (07.11.96 г. - 05.11.06 г.), из них более 8 лет на орбите Марса.

2.10.2. «Mars Surveyor 98»
Проект «Mars Surveyor 98» предусматривал создание и запуск к Марсу в конце 1998 - начале 1999 года двух АМС: «Mars Surveyor '98 Orbiter» и «Mars Surveyor '98 Lander». Позднее АМС получили окончательные наименования «Mars Climate Orbiter» и «Mars Polar Lander»

2.10.2.1. АМС ««Mars Climate Orbiter»
АМС «Mars Climate Orbiter» (MCO) была разработана и изготовлена фирмой Lockheed Martin Astronautics по заказу JPL.
АМС имела следующие научные задачи:
- ежедневное наблюдение погодных и атмосферных условий;
- регистрация изменений на марсианской поверхности, вызванных ветром и другими атмосферными причинами;
- определение температурных профилей атмосферы;
- мониторинг содержания водяных паров и пыли в атмосфере;
- обнаружение фактов, подтверждающих происшедшее изменение климата Марса.
Для проведения указанных исследований на АМС были установлены два специальных научных инструмента:
- MARCI (Mars Climate Orbiter Color Imager) - телевизионная система для ежедневной съемки погодных условий, а также для получения высококачественных изображений поверхности;
- PMIRR (Pressure Modulated Infrared Radiometer) - прибор для измерения температуры, количества водяных паров и концентрации пыли.
«Mars Climate Orbiter» должен был служить также ретранслятором для АМС «Mars Polar Lander» и, в дальнейшем, для других американских и международных посадочных аппаратов.
АМС MCO имела форму параллелепипеда со сторонами 2,1 м, 1,6 м и 2,0 м. Конструктивно АМС состояла из двух отсеков: двигательный отсек и отсек оборудования. Трехсекционная панель солнечных батарей размахом 5,5 м и площадью 7,4 м² (11 м² с дополнительными щитками) была закреплена на боковой стороне двигательного отсека. Кроме солнечных батарей в системе энергопитания использовались также никель-гидридные аккумуляторы. На верхней стороне двигательного отсека на выносной штанге была установлена остронаправленная антенна диаметром 1,3 м. АМС была оснащена двигательной установкой тягой 65,2 кгс, работавшей на гидразине и тетраоксиде азота. Ориентация АМС обеспечивалась с помощью 8 двигателей, работавших на моногидразине. Тяга двигателей ориентации - 0,7 кгс (управление по курсу и тангажу) и 0,03 кгс (управление по крену).
Масса АМС 634 кг, в т.ч. 291 кг топлива. Запуск АМС был произведен РН Delta 7425.
АМС «Mars Climate Orbiter» была запущена 11.12.98 г. и достигла Марса 23.09.99 г. Программа полета предусматривала выход АМС с помощью бортовой КТДУ на эллиптическую орбиту ИСМ высотой 150 х 21 000 км. Используя солнечные батареи, как паруса, АМС должна была за счет аэродинамического торможения в верхних слоях атмосферы Марса достичь к 22.11.99 г. орбиты 90 х 405 км. После этого планировалось перевести АМС включением КТДУ на круговую орбиту высотой 421 км, близкую к полярной. На такой орбите «Mars Climate Orbiter» проходил бы 10 раз в течение марсианских суток над районом посадки АМС «Mars Polar Lander», обеспечивая регулярный прием информации для ретрансляции на Землю.
Однако при проведении последней коррекции траектории АМС «Mars Climate Orbiter» навигационной командой NASA была допущена ошибка. Одна из групп расчетчиков использовала английскую систему единиц, а другая - метрическую. При обмене данными между группами результаты расчетов не были переведены в нужную систему единиц. В результате на борт АМС были переданы неправильные данные, и АМС вошла в атмосферу Марса по траектории с минимальной высотой 57 км вместо расчетных 140-150 км. АМС «Mars Climate Orbiter» разрушилась от аэродинамических нагрузок и, возможно, сгорела.
АМС «Mars Polar Lander» (MPL), на этапе проектирования имевшая наименование «Mars Serveyor 98 Lander», должна была провести цикл исследований в районе южной полярной шапки. Для посадки был выбран район размером 20 х 200 км с центром в точке 76 ю.ш., 195 з.д., менее чем в 1000 км от Южного полюса.
Научные цели полета АМС:
- регистрация метеоусловий в районе Южного полюса, включая температуру, давление, влажность, силу и направление ветра, промерзание грунта, туманы, запыленность атмосферы;
- анализ отложений льда, в частности, распределение водяного льда и замерзшей двуокиси углерода;
- выкапывание канавок для всестороннего анализа подповерхностного грунта;
- регулярное фотографирование окружающей обстановки для регистрации сезонных и климатических изменений;
- проведение многоспектральной съемки образцов грунта для определения типа и состава входящих в него минералов.
Конструктивно АМС состояла из посадочного модуля, траекторного блока и двух зондов-пенетраторов «Deep Space 2».
Корпус посадочного аппарата (ПА) имел форму плоской шестиугольной призмы. К корпусу крепилось трехопорное шасси. С двух сторон корпуса находились шесть секций солнечных батарей, общей площадью 2,9 м². ПА был оснащен тормозной двигательной установкой, состоявшей из трех групп по 4 ЖРД. Тяга каждого двигателя - 27,1 кгс, топливо - гидразин. Для ориентации и стабилизации ПА оснащен четырьмя группами ЖРД, в каждую из которых входит двигатель большой (2,3 кгс) и малой (0,45 кгс) тяги. Высота посадочного модуля по корпусу - 1,06 м, поперечный размер (с развернутыми солнечными батареями) - 3,6 м. Во время полета к Марсу и при входе в атмосферу посадочный аппарат находился в чечевицеобразном кожухе диаметром 2,4 м, одна из половинок которого являлась и теплозащитным лобовым экраном.
Состав научного оборудования:
- MVACS (Mars Volatiles And Climate Surveyor) - инструментальный комплекс, включающий механический манипулятор с телекамерой, стереокамеру на вертикальной стойке, комплекс метеоприборов и газовый анализатор;
- MARDI (MARs Descent Imager) - телекамера для съемки поверхности во время спуска АМС на парашюте - с момента отстрела кожуха до посадки. Телекамера использует ПЗС-матрицу 1 000х1 000 пикселов и рассчитана на получение 10 черно-белых снимков с разрешением от 7,5 м/пиксел (с высоты 8 км) до 9 мм/пиксел (перед посадкой);
- LIDAR - лазерный дальномер российской разработки для измерения количества пыли и плотности туманной дымки в марсианской атмосфере;
- миниатюрный микрофон для регистрации звуков в атмосфере.
Траекторный блок содержал оборудование, использовавшееся на трассе полета от Земли до Марса, и двигательную установку для коррекции траектории и управления ориентацией АМС. Двигательная установка состояла из четырех блоков, в каждом из которых по одному ЖРД тягой 0,5 кгс для коррекции траектории и по одному двигателю системы ориентации тягой 0,1 кгс. Энергопитание траекторного блока осуществлялось от двух солнечных батарей, расположенных на двухсекционных панелях.
Зонды «Deep Space 2» закреплялись на траекторном блоке и должны были отделиться перед входом блока в атмосферу. Зонды должны были достичь поверхности Марса и углубиться в грунт, передавая с места падения собираемую информацию. Масса каждого зонда - 3,6 кг.
Общая стартовая масса АМС «Mars Polar Lander» - 576 кг, в том числе масса траекторного блока - 82 кг, масса посадочного модуля - 290 кг, масса кожуха - 140 кг, масса топлива - 64 кг. Расчетное время работы АМС на Марсе оценивалось минимум в 90 суток, после чего работа с АМС должна была планироваться исходя из состояния бортовой аппаратуры.
Схема посадки АМС выглядела следующим образом. Перед входом АМС в атмосферу Марса уточняются условия входа и проводится последняя коррекция траектории, после чего траекторный блок отбрасывается и сгорает в плотных слоях атмосферы. После аэродинамического торможения на высоте 7,3 км при скорости 500 м/с отбрасывается теплозащитный экран, вводится в действие парашют диаметром 8,4 м и включается десантная видеокамера посадочного модуля. За 100 секунд до посадки раскрывается посадочное шасси и начинается подготовка к включению посадочной ДУ. Затем парашют отстреливается, и дальнейшее торможение посадочного модуля происходит за счет посадочной ДУ, которая к высоте 12 м снижает скорость посадочного модуля до 2,4 м/с. Посадочная ДУ выключается при касании одной из опор шасси поверхности Марса. Вертикальная скорость посадки должна быть менее 2,4 м/с при горизонтальной скорости до 1 м/с.
Запуск АМС состоялся 03.01.99 г. РН Delta 7425 вывела АМС «Mars Polar Lander» на траекторию полета к Марсу. Прибытие к Марсу и вход в атмосферу произошли 03.12.99 г. До входа в атмосферу все операции проходили в соответствии с программой. Посадка должна была быть выполнена в автоматическом режиме. Место посадки, определенное последующим анализом, имеет координаты 76,1 ю.ш., 195,3 з.д. Зонды «Deep Space 2» должны были упасть в области с координатами 70,5 ю.ш., 196,6 з.д., в 80 км к северу от места посадки АМС «Mars Polar Lander».
После выполнения посадки АМС должна была начать передачу, однако, никаких сигналов с Марса получено не было. Надежда, что АМС включится в одном из следующих сеансов связи, не оправдалась. Не увенчались успехом и попытки обнаружить «Mars Polar Lander» с орбиты. Сигналов от зондов «Deep Space 2» также не поступило.

2.10.2.3. Зонды-пенетраторы «Deep Space 2»
В рамках проекта New Millenium был разработан зонд «Deep Space 2» (DS2), сбрасываемый на Марс с АМС «Mars Polar Lander».
Конструктивно зонд DS2 состоит из трех частей:
- пенетратор;
- хвостовая часть;
- защитная оболочка.
Защитная керамическая оболочка выполняет роль теплозащиты во время движения в атмосфере, а затем разбивается при ударе о грунт. Форма и распределение масс зонда выбраны таким образом, что зонд автостабилизируется при движении в атмосфере. Скорость при ударе о поверхность должна была составлять от 160 до 200 м/с при отклонении от вертикали менее чем на 12 . Хвостовая часть с выступающей антенной остается на поверхности, а пенетратор, соединенный кабелем с хвостовой частью, погружается на глубину от 0,3 м до 1,0 м, в зависимости от прочности грунта.
Размер защитной оболочки: высота - 27,5 см, диаметр - 35,0 см. Хвостовая часть имеет высоту 10,53 см и диаметр 13,6 см. На задней (верхней) поверхности хвостовой части размещена антенна высотой 12,7 см. Пенетратор имеет длину 10,56 см и диаметр 3,9 см. Масса защитной оболочки - 1,165 кг, хвостовой части с кабелем - 1,737 кг, пенетратора - 0,670 кг. Масса зонда «Deep Space 2» в сборе - 3,6 кг.
Энергопитание датчиков и радиоаппаратуры зонда обеспечивается двумя литий-тионилхлоридными батареями. Расчетное время работы зонда - от одного до трех дней, но ожидалось, что заряда батарей может хватить и на более долгий срок.
Было изготовлено два зонда «Deep Space 2», получивших собственные имена «Scott» и «Amundsen» в честь двух великих путешественников - покорителей полюсов на Земле. Зонды были включены в состав АМС «Mars Polar Lander», запуск которой состоялся 03.01.99 г.
С помощью зондов DS2 планировалось получить следующие научные данные:
- поиск водяного льда в подповерхностных слоях грунта;
- определение физических свойств и температурного градиента подповерхностного материала;
- измерение температуры и атмосферного давления;
- измерение профиля плотности атмосферы и прочности грунта, определяемых с помощью акселерометров во время падения и внедрения в грунт.
03.12.99 г., после отделения от АМС «Mars Polar Lander», зонды должны были достичь поверхности Марса в точке с примерными координатами 70,5 ю.ш., 196,6 з.д., на расстоянии 80 км от места, куда чуть позже должна была совершить посадку АМС «Mars Polar Lander». После падения зондов на поверхность Марса, АМС «Mars Global Surveyor», находящаяся на орбите ИСМ, должна была принять информацию от зондов, но никаких сигналов ни от одного из двух зондов не поступило ни в первый расчетный сеанс, ни в последующие дни.

2.10.3. «Mars Surveyor 2001»
По проекту «Mars Surveyor 2001» для запуска к Марсу в астрономическом «окне» 2001 года планировалось разработать две АМС: «Mars Surveyor 2001 Orbiter» для вывода на орбиту ИСМ и «Mars Surveyor 2001 Lander» для доставки на поверхность Марса марсохода «Athena».
В марте 2000 года, после неудачной посадки АМС «Mars Polar Lander», программа «Mars Surveyor» была пересмотрена.

2.10.3.1. АМС «Mars Surveyor 2001 Orbiter»
Запуск орбитальной АМС «Mars Surveyor 2001 Orbiter» был произведен уже в рамках пересмотренной программы 2000 года. АМС получила наименование «2001 Mars Odyssey» (в честь знаменитой книги Артура Кларка «2001: Космическая Одиссея»).

2.10.3.2. АМС «Mars Surveyor 2001 Lander»
По исходной программе предусматривалось, что в «окне» 2001 года к Марсу будет также запущена АМС «Mars Surveyor 2001 Lander», которая должна была доставить на поверхность Марса самоходную АМС «Athena» с комплектом научной аппаратуры.

Старт АМС «Mars Surveyor 2001 Lander» должен был состояться 03.04.01 года, а посадка на Марс - 27.01.02 года.
К апрелю 1998 года выяснилось, что получаемая стоимость создания, а также масса марсохода, существенно превышают предварительно оцененные величины, в связи с чем было принято решение исключить марсоход «Athena» из состава АМС «Mars Surveyor 2001 Lander», перенеся его запуск на 2003 год.
Летом 1998 года появилось предложение вместо исключенного марсохода «Athena» доставить на Марс ровер «Marie Curie», копию ровера «Sojourner».
В марте 2000 года, после неудачной посадки АМС «Mars Polar Lander», был отменен и запуск АМС «Mars Surveyor 2001 Lander», а изготовленная АМС «Mars Surveyor 2001 Lander» была оставлена на хранение в фирме-изготовителе Lockheed Martin.
Позже было принято решение использовать хранящуюся АМС для запуска в 2007 году по программе «Scout». АМС была доработана и переименована в «Phoenix».

2.11. Программа «Mars 2000»
26 октября 2000 года NASA объявила новую долгосрочную программу исследований Марса на 2001-2020 гг. Разработка новой программы явилась следствием неудачи двух АМС «Mars Surveyor 98», потребовавшей пересмотра организационной, технической и финансовой стратегий.
До 2007 года были запланированы следующие миссии:
2001 год - запуск АМС «2001 Mars Odyssey»;
2003 год - доставка на Марс двух марсоходов «MEPR»;
2005 год - запуск АМС «Mars Reconnaissance Orbiter».
2007 год - доставка на Марс мобильной научной лаборатории «Mars Smart Lander 2007».
Планы на 2009 и 2011 годы должны были быть уточнены по результатам запусков АМС в 2001-2007 годах.
В программе сохранилась задача доставки марсианского грунта («Mars Sample Return Mission»), но ее решено было перенести на более поздний срок - на 2014 и 2016 годы.

2.11.1. АМС «2001 Mars Odyssey»
АМС «2001 Mars Odyssey» первоначально называлась «Mars Surveyor 2001 Orbiter». АМС разработана и изготовлена по контракту NASA компанией Lockheed Martin Astronautics.
Задачи АМС:
- детальный минералогический анализ поверхности Марса;
- измерение радиационной обстановки в окрестностях Марса для оценки степени опасности для будущих пилотируемых экспедиций;
- ретранслирование сигналов АМС с поверхности Марса в последующие 5 лет.
Корпус АМС выполнен в форме параллелепипеда со сторонами 2,2 х 1,7 х 1,6 м. Конструктивно корпус разделен на две секции: секция оборудования и двигательный отсек. Основной двигатель, работающий на гидразине и четырехокиси азота, имеет тягу 65,3 кгс. АМС имеет трехосную стабилизацию, обеспечиваемую системой ориентации и стабилизации, в которую входят четыре гироскопа и реактивные двигатели: четыре двигателя тягой по 2,3 кгс и четыре - по 0,1 кгс.
Состав оборудования АМС «2001 Mars Odyssey»:
- HEND - детектор нейтронов высоких энергий;
- NS - нейтронный спектрометр;
- звездные телекамеры;
- MARIE (Mars Radiation Environment Experiment) - комплекс для измерения радиационной обстановки в околомарсианском пространстве;
- THEMIS (Thermal Emission Imaging System) - телекамера с высокой разрешающей способностью и инфракрасный фотографический спектрометр для составления минералогической карты Марса;
- GRS (Gamma-Ray Spectrometer) - гамма-лучевой спектрометр для картирования поэлементного состава поверхностных пород.
Энергопитание обеспечивается солнечной батареей, размещенной с одной боковой стороны от корпуса АМС, и никель-водородным аккумулятором. Длина развернутой солнечной батареи 5,8 м, площадь - 7 м2.
Масса АМС 725 кг, в т.ч. 348,7 кг топлива и 44,5 кг научной аппаратуры.
Запуск АМС произведен 07.04.01 года с помощью РН Delta 2 вариант 7925.
24.10.01 г. АМС «2001 Mars Odyssey» вышла на эллиптическую околомарсианскую орбиту высотой 272 х 26 818 км, наклонение 93,42° , период обращения 18,6 ч. Для понижения апоцентра в несколько этапов был выполнен маневр аэродинамического торможения, для чего перицентр орбиты снижался до 103 км. После понижения апоцентра до высоты 500 км, что произошло к 11.01.02 г., с помощью нескольких включений КТДУ была сформирована рабочая орбита высотой 387 х 450 км и с наклонением 93,1°. Формирование рабочей орбиты было завершено 30.01.02 г.
В соответствии с запланированной программой полета, сбор научной информации начался в конце февраля 2002 года и продолжался до июля 2004 года, после чего была утверждена дополнительная программа работы до сентября 2006 года.
В последующее время АМС выполняла также функции ретранслятора для марсоходов MER «Spirit» и «Opportunity», доставленных на Марс в январе 2004 года по программе «Mars Exploration Rovers», и других АМС.

2.11.2. АМС «Mars Reconnaissance Orbiter»
АМС «Mars Reconnaissance Orbiter» (MRO) разработана для продолжения исследований Марса с орбиты искусственного спутника. Главной задачей является поиск воды или подтверждения факта ее существования на Марсе в прошлом, а также изучение марсианской погоды и климата и выбор мест для посадок последующих АМС. Планировалась фотосъемка 1% поверхности Марса с разрешением не хуже 1 м.
На АМС «Mars Reconnaissance Orbiter» установлены следующие научные приборы:
- HiRISE (High Resolution Imaging Science Experiment) - высокоточная стерео-телекамера, обеспечивающая с высоты рабочей орбиты разрешение до 0,25 м;
- CRISM (Compact Reconnaissance Imaging Spectrometer for Mars) - рисующий спектрометр, работающий в инфракрасном и видимом диапазонах;
- MCS (Mars Climate Sounder) - инфракрасный радиометр для изучения атмосферы;
- Акселерометр - для изучения структуры марсианской атмосферы и гравитационного поля Марса;
- CTX (Context Camera) - телекамера для получения широкоплановых изображений;
- MARCI (MARs Color Imager) - комплект цветных камер среднего разрешения;
- SHARAD (SHAllow subsurface sounding RADar) - радар для исследования подповерхностных слоев грунта с целью обнаружения воды в любом фазовом состоянии (разработка Италии).
Тормозная двигательная установка АМС состоит из шести ЖРД, работающих на однокомпонентном топливе (гидразин). Тяга каждого двигателя - 17,3 кгс. Для корректировки орбиты используются шесть двигателей тягой по 2,2 кгс. Ориентация АМС осуществляется с помощью 8 двигателей тягой по 0,09 кгс. Все двигатели запитываются из одного общего топливного бака.
АМС имеет две панели солнечных батарей площадью по 10 м² и никель-водородные аккумуляторы.
Масса АМС - 2 180 кг, в т.ч. 1 149 кг топлива. Ракета-носитель Atlas 5-401 (первоначально предполагалось использовать РН Atlas III для массы АМС 1 975 кг). Фирма-изготовитель - Lockheed Martin Astronautics.
Старт АМС был произведен 12.08.05 года. Прибытие к Марсу состоялось 10.03.06 г. АМС вышла на эллиптическую полярную орбиту 426 х 43 400 км с периодом обращения 35 ч. 34 мин. Для перехода на рабочую орбиту с перицентром над южным полюсом Марса было использовано аэродинамическое торможение в верхних слоях атмосферы. Для выполнения торможения перицентр орбиты АМС был понижен до 100 км, а АМС развернута панелями солнечных батарей поперек вектора скорости. Аэродинамическое торможение длилось 5 месяцев и завершилось 30.08.06 г. АМС вышла на орбиту высотой 210 х 460 км. После ряда коррекций, последняя из которых была выполнена 11.09.06 г., орбита получила параметры: наклонение 92,5 град., высота 242 x 301 км.
Выполнение программы работы АМС на рабочей орбите было рассчитано на 1 марсианский год, с ноября 2006 года по ноябрь 2008 года.
Важнейшим результатом работы АМС «MRO» явилось обнаружение водяного льда в больших количествах под слоем песка и скальных обломков. Толщина ледяного слоя оценена величиной 2 км в районе северного полюса.
С помощью телекамеры HiRISE удалось заснять 25.05.08 г. спуск на парашюте американской АМС «Phoenix», а 06.08.12 г. - посадку АМС «Curiosity». На снимках высокого разрешения, полученных камерой АМС «MRO», видны следы, оставленные американскими марсоходами. Сравнение фотоснимков поверхности Марса, выполненных в различные сезоны и с большими интервалами времени, позволили понять и объяснить многие процессы, происходящие на Марсе.
АМС выполняет также роль ретранслятора для других марсианских автоматических станций. В 2011 году АМС была переведена на орбиту 350 х 410 км.

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЕНЕРЫ
3.4.4. Проект «VMPM»
Проект «VMPM» (Venus Multi-Probe Mission) был предложен в 1995 году в рамках программы «Discovery». В 1996 году был назван в числе трех претендентов на окончательный выбор, вместе с проектами «Stardust» и «Suess-Urey».
Проект предусматривал доставку к Венере 16 небольших зондов, которые должны были быть сброшены в разных точках венерианской атмосферы. Масса каждого зонда 23 кг, диаметр около 38 см. Перелетный модуль должен быть создан на основе платформы HS-376 фирмы Hughes. Предложенная дата запуска - середина 1999 г., РН - Delta II.
Во время падения зонды должны были проводить измерения давления и температуры. Скорости движения зондов в атмосфере Венеры планировалось определять с Земли по измерению величины доплеровского эффекта в принимаемых радиосигналах, что дало бы возможность построить профили характеристик атмосферы в различных точках планеты. Осуществление проекта «Venus Multi-Probe» позволило бы лучше понять процессы, происходящие в атмосфере Венеры и свойства ее глобального движения.

3.4.5. Проект «VESPER»
Проект «VESPER» (the VEnus Sounder for Planetary ExploRation) - проект АМС для исследования химического состава и динамической циркуляции средней атмосферы Венеры.
АМС должна была нести четыре научных прибора и выводиться на орбиту спутника Венеры. По некоторым данным, АМС должна доставить на Венеру спускаемый зонд, который должен в течение 45-60 минут совершать спуск в атмосфере Венеры, передавая информацию. Орбитальный аппарат должен вести наблюдения за атмосферой Венеры в течение четырех венерианских лет (около 900 земных суток).
Проект выдвигался на конкурс по программе «Discovery» в 1999 г. и в 2006 г., но оба раза был отклонен.

ИССЛЕДОВАНИЕ МЕРКУРИЯ
4.4. АМС «Messenger»
Проект АМС «Messenger» (MErcury Surface, Space ENvironment, GEochemistry and Ranging) для исследования Меркурия с орбиты искусственного спутника был выдвинут Институтом Карнеги в 1999 году в рамках программы «Discovery». Разработка и изготовление АМС выполнялась Лабораторией прикладной физики (APL) Университета Джона Гопкинса.
Научное оборудование АМС:
- MDIS (Mercury Dual Imaging System) - стереокамера для высококачественной фотосъемки поверхности Меркурия (с разрешением 250 м);
- GRNS (Gamma-Ray and Neutron Spectrometer) - гамма-лучевой и нейтронный спектрометр;
- XRS (X-ray Spectrometer) - рентгеновский спектрометр;
- MLA (Mercury Laser Altimeter) - лазерный альтиметр;
- MASCS (Atmospheric and Surface Composition Spectrometer) - спектрометр для определения состава атмосферы и поверхности Меркурия;
- EPPS (Energetic Particle and Plasma Spectrometer) - спектрометр для исследования солнечной плазмы и частиц;
- MAG (MAGnetometer) - магнитометр;
RS (Radio Science) - оборудование для научных радиоэкспериментов.
Размеры корпуса АМС 1,27 х 1,45 х 1,85 м. От воздействия Солнца корпус закрыт полуцилиндрическим защитным экраном размером 1,82 х 2,54 м. С двух сторон от корпуса расположены панели солнечных батарей, размах которых составляет 6,1 м. Площадь солнечных батарей - 4,95 м². В систему энергопитания входят также никель-водородные аккумуляторы. Основная ДУ,
работающая на двухкомпонентном топливе, имеет тягу 65,7 кгс. Ориентация АМС обеспечивается четырьмя однокомпонентными двигателями тягой 2,27 кгс и 12 двигателями тягой 0,45 кгс, также работающими на однокомпонентном топливе.
Масса АМС «Messenger» - 1 093 кг, в т.ч. 607,8 кг топлива. Запуск АМС был произведен ракетой-носителем Delta II (7925H).
Расчетное время работы АМС на орбите спутника Меркурия - 1 земной год.
Запуск АМС, первоначально запланированный на 23.03.03 г., был перенесен сначала на 10.03.04 г., затем на 11.05.04 г., на 30.07.04 г. и, наконец, на 03.08.04 г. Траектория полета, рассчитанная на многократное использование гравитационных маневра около Венеры и Меркурия, при каждом переносе сроков менялась. В окончательном варианте длительность полета увеличилась на год, количество пролетов около Венеры и Меркурия достигло пяти, появился гравитационный маневр у Земли. Окончательный график полета АМС «Messenger» приведен ниже.
Выход на орбиту спутника Меркурия состоялся в соответствии с планом - 18.03.11 года. Параметры начальной орбиты: высота 207 х 20 144 км, наклонение 82,52 , период обращения 12ч 07м. В течение одного меркурианского года (88 земных суток) орбита должна была эволюционировать до минимальной высоты 400 км, после чего планировалось снизить высоту перицентра до 200 км с периодом обращения по орбите 12 часов.


С 04.04.11 г. АМС приступила к выполнению научной программы.
15.06.11 г. АМС впервые выполнила снижение перицентра орбиты, который за время пребывания на орбите эволюционировал с 207 км до 506 км. Проведенная коррекция обеспечила снижение перицентра до 200,4 км.
07.09.11 г. было проведено второе снижение перицентра - с 467 км до 200 км.
До 18.03.12 г. АМС сделала 88 746 снимков поверхности Меркурия. За время выполнения дополнительной программы исследований, также рассчитанной на 1 год, было получено еще более 80 000 снимков. В 2013 году было принято решение вторично продлить научную программу работу АМС, до 18.03.15 г.
После исчерпания бортового запаса топлива возможность проводить коррекции орбиты была утрачена. 30.04.15 г. в результате естественной эволюции орбиты АМС «Messenger» упала на поверхность Меркурия в районе с координатами 54,4398° с.ш. и 210,1205° в.д. Скорость соударения составила 3,912 км/с.
По данным, полученным АМС «Messenger», было установлено, что в затененных околополярных кратерах Меркурия находятся значительные запасы водяного льда и других летучих веществ, находящихся в замороженном состоянии. Измерения АМС позволили составить прецизионную карту гравитационного поля планеты. Также было обнаружено, что ядро Меркурия занимает объем размером в почти 85% радиуса планеты.
За четыре года работы АМС «Messenger» на орбите спутника Меркурия было получено более 270 000 снимков поверхности.




ПОЛЕТЫ К ВНЕШНИМ ПЛАНЕТАМ
5.10.3. Легкая АМС «Pluto Fast Flyby»
В 1992 году был предложен новый вариант легкой АМС «Pluto Fast Flyby».
Научные задачи АМС включали картографирование Плутона и Харона, получение общих сведений по их геологии и геоморфологии, изучение атмосферы Плутона. Планировалось установить следующие научные приборы:
- ПЗС-камера с матрицей 1 024 х 1 024 пиксела и угловым разрешением 2";
- инфракрасный картирующий спектрометр;
- ультрафиолетовый спектрометр;
- оборудование для радиоэксперимента по просвечиванию атмосферы.
Корпус АМС должен был иметь форму шестигранной призмы диаметром около 0,5 м. Для обеспечения энергопитания и обогрева аппаратуры планировалось установить радиоизотопный генератор. Двигательная установка, работающая на гидразине, должна была обеспечивать приращение характеристической скорости 250 м/с. Для связи с Землей на АМС предусматривалось установить остронаправленную антенну диаметром 1,47 м.
Проектная масса АМС - 110-150 кг, в т.ч. масса научной аппаратуры 7-9 кг.
Предполагалось начать разработку в 1996 году, а в 1999-2000 году запустить две АМС «Pluto Fast Flyby». Для запуска должна была использоваться РН Titan-4-Centaur с двумя дополнительными твердотопливными ускорителями. Была выбрана траектория прямого перелета без гравитационных маневров. Длительность полета до Плутона в зависимости от фактической массы АМС должна была составить 6,5-8,5 лет.
Рассматривалась возможность запуска АМС на РН «Протон-К» с дополнительными двигателями или даже на РН «Протон-Centaur», но в этом случае длительность перелета увеличивалась до 12 лет.
Проект предусматривал пролет первой АМС на расстоянии 10 000 км. от Плутона. Скорость АМС относительно Плутона должна была составить 16 км/с. Условия пролета второй АМС планировалось определить позднее.
Проект «Pluto Fast Flyby» в середине 1990-х годов получил наименование «Pluto Express» («Pluto-Kuiper Express»). В 1998 году проект «Pluto-Kuiper Express» был интегрирован во вновь образованную программу «Внешние планеты - Солнечный зонд».

5.10.4. Проект «Pluto-Kuiper Express»
В 1998 году NASA объединила в единую программу проекты трех АМС, запуск которых должен был осуществляться с использованием гравитационного маневра при пролете Юпитера: полет к Плутону («Pluto-Kuiper Express»), создание спутника Европы («Europa Orbiter») и полет АМС через полярные области околосолнечного пространства («Solar Probe»). Все три АМС предполагалось создавать на базе единой конструкции.
Проект «Pluto-Kuiper Express» (PKE, «Pluto Express») представлял собой дальнейшее развитие проекта «Pluto Fast Flyby».
Корпус АМС выполняется в виде шестигранной призмы. На корпус монтируется узконаправленная антенна диаметром 1,47 м и датчики приборов.
Планируемое научное оборудование:
- цветная телекамера;
- инфракрасный рисующий спектрометр;
- спектрометр ультрафиолетового и видимого диапазона;
- ультрастабильный осциллятор для проведения радиоэкспериментов.
Электропитание обеспечивается радиоизотопным генератором.
Обсуждалась возможность участия в проекте «Pluto-Kuiper Express» России, которая должна была бы разработать атмосферный зонд для сброса на Плутон (проект «Лед»). Зонд должен был нести масс-спектрометр (или анализатор электрических зарядов), телекамеру и акселерометр. Зонд должен был отделяться от АМС за 30 суток до пролета Плутона и вести наблюдения до падения на Плутон. В дальнейшем этот эксперимент был отменен.
Проектная масса АМС 220 кг, в т.ч. масса научных приборов - 7 кг.
Запуск АМС должен был быть произведен РН Delta или МТКК Space Shuttle - с разгонным блоком.
Предлагавшийся график полета по состоянию на 1999 год:
- 18.12.04 г. - старт;
- март 2006 г. - гравитационный маневр при пролете Юпитера;
- 24.12.12 г. - пролет Плутона;
- 30.06.14 г. - завершение обработки полученных данных.
Пролет Плутона должен был произойти на расстоянии 15 000 км с относительной скоростью 17-18 км/с. Инфракрасный спектрометр должен был обеспечить получение изображения поверхности Плутона с разрешением 5-10 км. Получаемые данные планировалось записывать в твердотельный бортовой носитель и транслировать на Землю в течение года после пролета.
Последующую программу полета в пояс Койпера предполагалось уточнить после пролета Плутона. По изображениям, получаемым от телекамеры, планировалось произвести поиск трансплутоновых астероидов и планетоидов, а в случае обнаружения подходящих целей рассчитать траекторию для сближения с ними.
Работы NASA по проекту «Pluto-Kuiper Express» были остановлены в сентябре 2000 года по финансовым причинам - удорожание проекта «Europa Orbiter», которому уделялось основное внимание, компенсировалось за счет урезания выделяемых средств на два других проекта, объединенных в одну программу.
Закрытие проекта вызвало широкий резонанс в научной общественности. Американское астрономическое общество призвало NASA пересмотреть столь поспешно принятое решение. Более 10 000 членов Американского Планетарного общества направили письма в Конгресс США с просьбой найти способы финансирования проекта. Основной причиной было то, что перенос сроков запуска АМС ставил под угрозу научную ценность полета. Орбита Плутона имеет большой эксцентриситет, и Плутон сейчас удаляется от Солнца К 2016-2020 году расстояние от Солнца до Плутона увеличится настолько, что атмосфера Плутона должна замерзнуть, и ценность и информативность исследований резко упадет.
NASA под давлением общественности вынуждено было объявить в рамках программы «Discovery» конкурс на разработку миссии к Плутону, более дешевой, чем проект «Pluto-Kuiper Express». В июне 2001 года из пяти предложенных проектов было выбрано два: «POSSE» и «New Horizons». В конце ноября 2001 года NASA объявила проект-победитель, им стал проект АМС «New Horizons».

5.10.5. Проект «POSSE»
Проект «POSSE» (Pluto and Outer Solar System Explorer - Исследователь Плутона и внешней части Солнечной системы) - проект АМС, предложенный на конкурс «Discovery» в 2000 году. Проект «POSSE» был отклонен в связи с выбором проекта аналогичного назначения «New Horizons».

5.10.6. АМС «New Horizons»
АМС «New Horizons» (Новые Горизонты) была разработана для исследования Плутона, его спутника Харона и ряда транснептуновых астероидов в поясе Койпера. Сокращенное наименование - «NH».
План исследований включал фотографирование поверхности исследуемых объектов, изучение геологии объектов, определение состава поверхностных слоев, изучение атмосферы и ионосферы, поиск кольца и других спутников Плутона, обнаружение новых тел в поясе Койпера.
За основу проекта был взят ранее рассматривавшийся проект «Pluto 350». АМС разработана и изготовлена по заказу NASA Лабораторией прикладной физики (APL) университета Джона Хопкинса.
Корпус АМС имеет форму треугольной призмы размерами 2,11 х 2,74 м и высотой 0,69 м. На одной из вершин треугольника расположен радиоизотопный генератор типа F-5, который к моменту прибытия к Плутону должен был вырабатывать мощность 174¹ вт. На основании призмы размещена остронаправленная антенна диаметром 2,5 м. Предусмотрены два режима стабилизации АМС: трехосная стабилизация и стабилизация вращением. Ориентация АМС и коррекция траектории обеспечивается 16 двигателями (12 ЖРД тягой по 0,08 кгс и 4 ЖРД тягой по 2,2 кгс), работающими на монокомпонентном гидразине. Двигатели скомплектованы в две группы - основная и резервная. Запас топлива достаточен для приращения характеристической скорости 290 м/с.
¹ Проектная величина. Фактически - 203 вт.
Состав научной аппаратуры АМС:
- LORRI (LOng Range Reconnaisance Imager) - телекамера с высокой разрешающей способностью;
- Alice - видовой ультрафиолетовый спектрометр;
- Ralph - комплекс «камера/спектрометр» видимого и инфракрасного диапазона, включающий:
- телескоп;
- MVIC - мультиспектральную камеру с семью ПЗС-матрицами;
- LEISA - картирующий композиционный инфракрасный спектрометр;
- PAM - спектрометр плазмы и высокоэнергетических частиц, включающий:
- SWAP - тороидальный энергетический анализатор и анализатор потенциалов;
- PEPSSI - комплект ионных и электронных датчиков;
- REX (Radio science EXperiment) - ультрастабильный осциллятор для проведения радиоэкспериментов по просвечиванию атмосферы;
- SDC (Student-built Dust Counter) - счетчик пылевых частиц, разработанный четырьмя студентами Университета Колорадо в Боулдере.


Начальная масса АМС равна 478 кг, в т.ч. 77 кг - топлива, 30,4 кг - научная аппаратура.
Старт АМС «New Horizons» произведен 19.01.06 г. Для запуска использована РН - Atlas V 551. После завершения работы разгонных блоков Centaur и Star-48B АМС получила рекордную скорость (относительно Земли) - 16,207 км/с.
АМС выполнила гравитационный маневр около Юпитера 28.02.2007 года, пролетев около него со скоростью 21 км/c на расстоянии 2 304 537 км от поверхности (32 юпитерианских радиуса). Пролет был использован для проведения научных наблюдений за атмосферой Юпитера. Также были получены снимки поверхностей спутников Юпитера, в частности, Ио, Европы, Каллисто, Ганимеда.


Сразу после старта было проведено обширное исследование орбит астероидов для поиска возможных кандидатов на достаточно близкое сближение с АМС. В начале мая такой астероид был определен - 2002 JF56. 13.06.2006 года АМС пролетела на расстоянии 101 867 км от астероида, что позволило проверить правильность алгоритмов нацеливания телекамер и сопровождения при съемке движущегося объекта.
Предполагалось, что во время полета к Плутону АМС может быть также сориентирована на изучение койперовского астероида Центавр (Centaur).
Перелет от Юпитера к Плутону занял 8,5 лет. В основном АМС все это время находилась в «спящем» состоянии, стабилизированная закруткой со скоростью 5 об/мин таким образом, что остронаправленная антенна была направлена на Землю. Бортовой компьютер оставался включенным и раз в неделю посылал на Землю контрольный сигнал о наличии либо отсутствии проблемных ситуаций на борту. Один раз в год бортовой компьютер «будил» АМС сроком на 50 суток. В это время операторы с Земли контролировали состояние аппаратуры, проводили коррекции траектории.


Сближение с Плутоном произошло 14.07.15 г. АМС пролетела на расстоянии 12 500 км от поверхности Плутона и 27 000 км от Харона. Съемки системы Плутон-Харон начались задолго до минимального сближения. При пролете были получены телеизображения участков поверхности Плутона с разрешением до 100 м, глобальные четырехцветные изображения с разрешением 1,6 км, и проведены другие научные исследования и эксперименты.


После пролета Плутона АМС «New Horizons» в течение полутора лет пересылала на Землю полученные фотоснимки и данные научных измерений. О завершении передачи данных NASA сообщила 28.10.16 г. Все это время АМС продолжала углубляться в пояс Койпера, где планировалось сближение с одним или несколькими астероидами для проведения аналогичных исследований. Первой целью был определен астероид 2014 MU69¹. Сближение АМС «New Horizons» c астероидом на минимальное расстояние около 3 500 км произошло 01.01.2019 г. АМС производила съемку астероида и научные наблюдения в течение нескольких часов, после чего началась передача полученной информации на Землю.
¹ В марте 2018 года астероид 2014 MU69 получил неофициальное имя Ultima Thule, что на латыни означает «место за пределами известного мира». 12.11.2019 года астероиду официально было присвоено наименование Аррокот (Arrokoth), что переводится как «небо» с языков алгонкинских племён.
После завершения этапа изучения тел пояса Койпера «New Horizons» выйдет за пределы Солнечной системы, став пятой АМС, вышедшей в межзвездное пространство, после АМС «Pioneer-10», «Pioneer-11», «Voyager-1» и «Voyager-2».




Отработавший РБ Star-48B также выполнил пролет Юпитера и получил скорость, достаточную для покидания Солнечной системы, став, тем самым, шестым искусственным объектом, отправленным за пределы Солнечной системы. Однако, отсутствие на нем средств радиосвязи не дает возможность контролировать его местонахождение.
При утверждении бюджета на 2006 год Конгресс США рекомендовал NASA рассмотреть возможность и научную целесообразность запуска второго экземпляря АМС - «New Horizons II», но реализации этого пожелания не последовало.

5.12.1. Проект «INSIDE Jupiter»
Проект АМС «INSIDE Jupiter» («INterior Structure and Internal Dynamic Evolution of Jupiter») был предложен JPL в конце 1990-х годов. Проект предусматривал создание и выведение АМС на орбиту искусственного спутника Юпитера для составления детальных карт гравитационного и магнитного полей. Эти наблюдения должны были позволить проанализировать внутреннюю структуру Юпитера и динамику процессов, происходящих как в ядре планеты, так и в его атмосфере. Проект дважды выдвигался на конкурс по программе «Discovery» (в 1999 г. и в 2001 г.), но оба раза был отклонен.

5.14. Программа «Europa»
5.14.1. Проект «Ice Clipper»
В 1996 году JPL и Центр им. Эймса предложили запустить к спутнику Юпитера Европе АМС, названную «Ice Clipper». Целью запуска была проверка гипотезы о наличии водяного океана под ледяной поверхностью Европы. АМС должна была нести медный пенетратор массой 20 кг, который при падении пробил бы ледяной покров Европы. По замыслу авторов проекта, это должно было привести к образованию фонтана подледной жидкости из точки пробоя. Пролетный модуль АМС должен был с помощью аэрогелевой ловушки захватить образцы выброшенного вещества и выполнить его анализ.

5.14.2. Проект «Europa Ocean Discovery»
Проект АМС «Europa Ocean Discovery» был выдвинут в 1997 году в рамках программы недорогих проетов «Discovery». АМС должна была иметь массу 287 кг и запитываться от солнечных батарей. Задача АМС «Europa Ocean Discovery» - исследование подледного океана с орбиты спутника Европы высотой 30 км в перицентре.

5.14.3. Проект «Europa Orbiter»
В 1997 году NASA в рамках программы «Origins», предусматривавшей широкий комплекс исследований Вселенной, начала работы по исследованию спутника Юпитера Европы, которые включали три этапа:
- исследование с орбиты спутника Европы;
- посадку АМС на поверхность Европы;
- подледное исследование океана Европы.
Проект «Europa Orbiter» был нацелен на выполнение первого этапа - создание АМС для изучения Европы с орбиты спутника.
Основные задачи АМС:
- подтверждение либо опровержение наличия подповерхностного океана;
- изучение трехмерной структуры океана и ледового покрытия;
- изучение поверхности и выбор мест посадок для будущих АМС;
- исследовать состав поверхности;
- провести картирование поверхности;
- исследовать радиационную обстановку в окрестностях Европы;
- исследовать гравитационное поле Европы.
По состоянию на 1999 год планируемый график полета АМС выглядел так:
- ноябрь 2003 года - старт;
- август 2006 года - выход на орбиту спутника Юпитера;
- май 2008 года - выход на орбиту спутника Европы;
- 30.06.09 г. - завершение основного этапа работы АМС.
Позже срок запуска неоднократно переносился, стоимость разработки возрастала. В конце 2001 года проект был закрыт, когда прогнозируемая стоимость приблизилась к 1 млрд. долларов.

5.14.4. Проект «Europa Ocean Science Station»
Проект «Europa Ocean Science Station» являлся третьим этапом исследования Европы в рамках программы «Origins». Проект предусматривал разработку АМС для посадки на Европу. Основная задача АМС - исследование предполагаемого океана подо льдом, в котором допускается существование жизни.
Предполагалось, что АМС «Europa Lander», оснащенная устройством «Criobot», сможет проплавить лед за счет тепла, выделяемого радиоактивным источником энергии, после чего будет отделена научная мини-станция «Hidrobot», которая сможет проводить исследования в океане подо льдом. Длина АМС «Hidrobot» - около 1 м, масса - 30 кг.
По состоянию на 1998 год возможный срок запуска оценивался как не ранее 2020 г. Детальной проработки проекта не было выполнено, и работы по нему прекратились после закрытия программы «Europa Orbiter»


ИЗУЧЕНИЕ КОМЕТ
6.10. Проект АМС «Recon»
Проект АМС «Recon» (REndezvous with a COmet Nucleus - встреча с ядром кометы) был предложен в 1994 году на конкурс в рамках программы «Discovery». В проекте предлагалось создание АМС для исследования кометы Вильсона-Харрингтона. АМС должна была доставить к комете посадочный модуль дискообразной формы, который должен был нести рентгеновский спектрометр и спектрометр альфа-частиц.

6.11.5. Проект АМС «Shampollion»
6.11.5.1. Проект АМС «Shampollion/Rosetta»
Проект АМС «Shampollion» разрабатывался JPL (NASA) с 1991 года по совместному американо-европейскому проекту «Rosetta». В рамках этого проекта должны были осуществить полет и посадку на ядро кометы Виртанена две АМС - американская «Shampollion» и европейская «RoLand¹».
¹ «RoLand» - наименование европейского посадочного модуля, входящего в состав АМС «Rosetta» («ROsetta LANDer»).
Задача АМС «Shampollion» - сближение с кометой Виртанена, выход на орбиту вокруг ядра кометы, мягкая посадка на ядро кометы посадочного модуля, взятие и доставка на Землю образцов кометного вещества, всесторонний анализ ядра кометы и комы.
На АМС, которая должна была состоять из двух модулей - орбитального и посадочного, - должны были испытываться несколько новых технологий, в том числе три ионных двигателя и надувные панели солнечных батарей большой мощности.
Посадочный модуль должен был иметь буровой механизм для взятия образцов вещества кометного ядра с глубины 1 м. Расчетное время работы модуля после посадки - 84 часа.
На модуле должна была устанавливаться следующая научная аппаратура:
- телекамеры;
- газовый хроматограф;
- масс-спектрометр;
- инфракрасный спектрометр-микроскоп;
- гамма-спектрометр.
Программа полета выглядела следующим образом:
19.04.03 г. - старт АМС;
22.04.06 г. - сближение с кометой и выход на орбиту высотой 100 км вокруг ядра кометы;
22.08.06 г. - отделение посадочного модуля и посадка на поверхность ядра.
2010 год - возвращение на Землю капсулы с образцами вещества ядра кометы.
АМС должна была иметь солнечные батареи и узконаправленную антенну диаметром 1,3 м.
Масса АМС «Shampollion» по проекту - 1 051 кг, в т.ч. посадочный модуль - 100 кг. Для запуска АМС должна была использоваться РН Delta II.
В 1992 году из-за отмены финансирования дальнейшие работы по АМС «Shampollion» были остановлены.
В 1995 году NASA предложила использовать посадочный модуль АМС «Shampollion» для установки на АМС «Rosetta» в дополнение к европейскому посадочному модулю «RoLand», но из-за технических трудностей и весовых ограничений разработчики АМС «Rosetta» от доставки двух посадочных модулей вынуждены были отказаться.

6.11.5.2. АМС «Shampollion/Deep Space 4»
В начале 1999 года разработка проекта АМС «Shampollion» была возобновлена в рамках программы NASA «New Millenium», в связи с чем проект получил второе наименование - «Deep Space 4» (DS4).
В новом варианте АМС должна была состоять только из посадочного модуля с расширенным составом научного оборудования. Также предполагалось провести более глубокое бурение ядра кометы. От доставки образцов на Землю было решено отказаться.
Новый график полета выглядел так:
19.04.03 г. - старт АМС;
сентябрь 2005 г. - выход на орбиту вокруг ядра кометы Темпеля-1;
декабрь 2005 г. - посадка АМС на поверхность ядра;
апрель 2006 г. - завершение работы АМС.
Тем не менее, в июне 1999 года финансирование программы в части DS4 было прекращено. Вместо проекта «Shampollion» к разработке был принят проект «Deep Impact».

6.13. АМС «Deep Space 1»
АМС «Deep Space 1» (DS1) - первая из серии АМС, разработанных по программе «New Millenium».
АМС разрабатывалась для полета к астероиду Брайль (9969 Braille) и кометам Уилсона-Харрингтона (Wilson-Harrington) и Борелли (19P/Borelly).
АМС «Deep Space 1» была запущена 24.10.98 года. 28.07.99 года АМС пролетела на расстоянии 26 км от астероида Брайль. Запланированное сближение с кометой Уилсона-Харрингтона из-за отказа звездного датчика оказалось невозможным. Специалисты NASA рассчитали траекторию сближения с третьим целевым объектом - кометой Борелли без использования звездного датчика. 22.09.01 года АМС «Deep Space 1» пролетела на расстоянии 2 171 км от ядра кометы с относительной скоростью 16,58 км/с. Встреча произошла на расстоянии от Солнца 1,36 а.е. Научные измерения и фотографирование кометы были успешно выполнены. За 160 секунд до пролета на минимальном расстоянии был сделан наиболее качественный фотоснимок с разрешением около 45 м/пиксел.
Более подробная информация об АМС «Deep Space 1» приведена ниже.

6.14. АМС «Stardust»
Проект «Stardust» в ноябре 1995 года выбран для реализации из нескольких проектов, предложенных на конкурс программы «Discovery».
АМС «Stardust» («Звездная пыль») разработана по контракту NASA фирмой Lockheed Martin Astronautics для полета к комете Уайлда-2 (P/Wild 2).
Корпус АМС имеет форму параллелепипеда со сторонами 1,7 х 0,66 х 0,66 м. На боковых сторонах корпуса расположены панели солнечных батарей размахом 4,8 м и общей площадью 6,6 м². На одной грани корпуса находится остронаправленная антенна, на смежной грани - возвращаемая капсула с открываемой крышкой. Диаметр капсулы - 81,1 см, высота - 49,9 см. Лобовая часть, выполненная в виде конуса с углом раствора 119° , покрыта теплозащитой. Внутри капсулы находятся ловушки с аэрогелем, который должен улавливать и удерживать собранные частицы пыли и газа. Корпус АМС и солнечные батареи защищены от ударов микрочастиц специальными пятислойными щитами. Система управления АМС при ударах частиц обеспечивает восстановление пространственной ориентации с помощью 16 ЖРД, 8 из которых имеют тягу по 0,45 кгс, а другие 8 ЖРД - по 0,091 кгс. Топливо - монометилгидразин.
Масса АМС - 384,9 кг, в т.ч. конструкция основного блока - 254 кг, 85,0 кг - масса топлива, 45,7 кг - масса возвращаемой капсулы.
Запуск АМС «Stardust» произведен 07.02.1999 года. Во время полета к комете АМС выполнила гравитационный маневр у Земли. После пролета Земли была обнаружена возможность сближения с астероидом Аннефранке (5535 Annefranke). Траектория АМС была скорректирована, и 02.11.02 года АМС «Stardust» пролетела на расстоянии 3 300 км от астероида с относительной скоростью 7 км/с. Расстояние пролета было выбрано достаточно большим, чтобы случайно не повредить АМС частицами из окружения астероида. Было сделано более 70 фотоснимков астероида.
02.01.04 года АМС «Stardust» пролетела на минимальном расстоянии 236 км от ядра кометы Уайлда-2 с относительно скоростью 6,1 км/с. Был произведен забор пылевых частиц из комы, выполнено фотографирование ядра с разных расстояний. 72 снимка сделано за время от 30 минут до пролета до 5 минут после пролета.
15.01.06 г. АМС вновь сблизилась с Землей. Отделившаяся от АМС возвращаемая капсула вошла в атмосферу со скоростью 12,8 км/с. Максимальные перегрузки при торможении составляли до 30,5 g. На высоте 30 км был раскрыт вытяжной парашют диаметром 0,8 м, а на высоте 3 км - основной, диаметром 8,2 м. Посадка капсулы была выполнена в соответствии с программой на территории штата Юта (США). АМС пролетела около Земли (минимальное расстояние до поверхности равнялось 258 км) и вышла на гелиоцентрическую орбиту с параметрами: наклонение - 1,9°, перигелий - 137,6 млн. км, афелий - 254,3 млн. км.
АМС «Stardust» впервые после Луны доставила на Землю частицы внеземного вещества.

6.14.1. «Stardust Next»
После доставки возвращаемой капсулы к Земле АМС «Stardust», продолжающая полет по гелиоцентрической орбите, была «законсервирована» путем выключения большей части оборудования до принятия решения о дальнейшей судьбе АМС.
В июле 2007 года NASA приняла решение направить АМС к комете Темпеля 1 для продолжения изучения последствий бомбар-дировки ядра кометы снарядом АМС «Deep Impact». В результате ряда коррекций и гравитационного маневра при пролете Земли АМС сблизилась с кометой Темпеля 1.
Сближение произошло 15.02.11 г., при этом минимальное расстояние от АМС до ядра кометы составило 181 км, относительная скорость при пролете - 10,9 км/с. Расстояние до Земли в момент пролета составило 336 млн. км. При пролете сделано 72 снимка с расстояний от 2 500 км до минимального. Наилучшее разрешение снимков - до 12 м. Траектория АМС была скорректирована таким образом, чтобы в момент пролета место удара снаряда АМС «Deep Impact» находилось в благоприятных для фотосъемки условиях. Кроме фотосъемки АМС «Stardust» выполнила измерения пылевой обстановки в зоне пролета.
Связь с АМС «Stardust» была завершена 25.03.11 г.


6.15. АМС «CONTOUR»
Первоначальной задачей АМС «CONTOUR» (COmet Nucleus TOUR), предложенной в рамках программы «Discovery» в 1994 году, было выполнение полета к кометам Темпеля-1, Энке и Темпеля-2. Полет планировался на 1999-2005 годы. Разработка АМС была поручена фирме Olin Aerospace и агентству DARA.
За время утверждения и разработки проекта задачи были несколько уточнены. Целью полета было определено сближение с двумя известными кометами - кометой Энке (Encke) и кометой Швассмана-Вахмана-3 (Schwassmann-Wachmann-3), - а также перенаправление после этого для пролета третьей кометы, которая должна была быть выбрана во время полета АМС. Вероятной третьей целью называлась комета д'Аррэ (d'Arrest). Если бы в течение 2006-2008 годов была бы обнаружена новая комета, то, возможно, АМС «CONTOUR» была бы направлена к ней.
Научными задачами АМС было:
- фотографирование ядра кометы с разрешением до 4 м;
- спектральное картирование ядра с разрешением 100-200 м;
- сбор подробных данных о газовом и пылевом окружении ядра кометы.
Состав научной аппаратуры АМС:
- CRISP (Contour Remote Imager/Spectrograph) - комплекс для получения изображений и спектрограмм;
- CAI (Contour Aft Imager) - телекамера, расположенная на задней торцевой поверхности АМС;
- CIDA (Dust Analyzer) - анализатор пылевых частиц;
- NGIMS (Neutral Gas Ion Mass Spectrometer) - масс-спектрометр нейтральных частиц и ионов
В состав конструкции АМС входил твердотопливный разгонный блок Star 30 SRM, который должен был перевести АМС с исходной околоземной орбиты на расчетную траекторию. Электропитание аппаратуры АМС обеспечивали элементы солнечной батареи, расположенные на боковой поверхности цилиндрического корпуса АМС. На одной из торцевых поверхностей корпуса размещалась остронаправленная антенна диаметром 0,45 м.
АМС имела два режима стабилизации - трехосный и стабилизация вращением. Для коррекции траектории использовался двигатель, работающий на гидразине.
Масса АМС «CONTOUR» - 775 кг, в том числе 377 кг - разгонный блок, 70 кг - запас гидразина.
Запуск АМС произведен 03.07.02 года РН Delta II (7325). АМС была выведена на опорную высокоэллиптическую орбиту ИСЗ. 15.07.02 г. было произведено включение разгонного блока для перевода АМС на расчетную гелиоцентрическую орбиту. После включения РБ связь с АМС прервалась. Наиболее вероятной причиной предполагается взрыв твердотопливного РБ.



6.16. АМС «Deep Impact»
Проект «Deep Impact» был принят к разработке в рамках программы «Discovery» в июле 1999 года. Задачей АМС «Deep Impact» являлся полет к комете Темпеля 1 (9P/Tempel 1) и сброс на ядро снаряда для образования кратера.
Комета Темпеля 1 (9P/Tempel 1), открытая в 1867 году, имеет орбиту с перигелием 1,5 а.е. и афелием 3,12 а.е. Период обращения кометы - 5,51 года. Орбита наклонена к плоскости эклиптики под углом 10,5 . Предположительно ядро кометы имеет сферическую форму диаметром около 6 км. В 2005 году комета прошла перигелий 5 июля.
Научными задачами проекта являлось:
- продолжение изучения физических свойств кометных ядер;
- определение свойств поверхностного вещества, таких, как плотность, твердость, пористость, состав;
- прямое внедрение снаряда в ядро кометы с образованием кратера;
- сравнение вещества на поверхности с веществом в глубине образованного кратера.
АМС состояла из основного блока и сбрасываемого снаряда. Основной блок имеет прямоугольный корпус размерами 3,2 х 1,7 х 2,3 м. Основная двигательная установка АМС работает на гидразине и имеет тягу 501 кгс. Запас гидразина обеспечивает приращение характеристической скорости 190 м/с. Двигатели системы ориентации также работают на гидразине.
АМС была защищена экраном от частиц пыли и осколков при близком пролете около кометы.
Научное оборудование АМС состоит из двух комплектов телекамер, совмещенных со спектрометрами. Телекамера среднего разрешения имеет угол зрения 0,587° и обеспечивает разрешение 7 м с расстояния 700 км. Телекамера высокого разрешения имеет угол зрения 0,118° и обеспечивает разрешение 1,4 м с такого же расстояния.
Энергопитание бортовых систем обеспечивается солнечной батареей площадью 7,2 м² и никель-водородными аккумуляторами.
Масса основного блока АМС - 650 кг, в том числе 90 кг - научное оборудование.
Сбрасываемый снаряд состоял на 49% из чистой меди и на 24% из алюминия. Такой состав выбран для более простого разделения спектров, получаемых при анализе выброшенного при ударе вещества. Снаряд имел форму шестигранной призмы с медным ударным наконечником. Для точной наводки снаряд был оснащен двигательной установкой, работавшей на гидразине. ДУ обеспечивала приращение характеристической скорости 25 м/с. Снаряд имел собственную навигационную систему и телекамеру, передававшую изображение для точного наведения и прицеливания. Изображения передавались на Землю через основной блок АМС. Аппаратура снаряда работала совместно с основным блоком до отделения, которое было произведено за 24 часа до сближения с кометой. После отделения электропитание аппаратуры снаряда обеспечивалось аккумулятором. Масса снаряда - 372 кг.
Первоначальной программой полета предусматривалось произвести запуск АМС 02.01.2004 года. АМС должна была выполнить один виток по гелиоцентрической орбите и, совершив гравитационный маневр при пролете Земли, направиться к комете. В апреле 2003 года запуск был отложен на год, при этом была выбрана траектория прямого полета, так что дата прибытия к комете осталась без изменений.
Запуск АМС «Deep Impact» был произведен 12.01.05 г. ракетой-носителем Delta II. АМС сблизилась с кометой Темпель 1 в июле 2005 года.
03.07.05 г., когда АМС находилась на расстоянии 880 000 км от кометы и имела относительную скорость 10,2 км/с, произошло отделение снаряда. Основной блок выполнил коррекцию траектории, после чего стал двигаться медленнее снаряда на 120 м/с и с боковым уклонением 6 м/с.
04.07.05 г. снаряд врезался в освещенную Солнцем сторону ядра кометы. Ожидалось, что в точке попадания снаряда образуется воронка глубиной 25 м и диаметром 100 м. Материал ядра кометы был выброшен взрывом из воронки и частично испарился. Телекамеры и спектрометры АМС проводили съемку процесса удара и исследование выброшенного вещества. Съемка началась с расстояния 10 000 км за 60 с до попадания снаряда. На расстоянии 700 км, за 50 с до пролета кометы, съемка была прекращена, и АМС развернулась защитным экраном вперед для защиты от осколков и пыли. Минимальное расстояние до ядра кометы при пролете составило около 500 км.
Через 1 270 с после падения снаряда кома была преодолена, АМС развернулась в рабочее положение и возобновила съемку ядра кометы. Точка встречи с кометой находилась на расстоянии 0,89 а.е. от Земли и 1,5 а.е. от Солнца.
Последующий анализ показал, что газопылевое облако, образовавшееся во время удара импактора станции Deep Impact, оказалось намного более плотным, чем предполагали ученые, и пролетный аппарат не смог отснять сквозь него детали образовавшегося кратера и изучить геологическое строение ядра. Для последующего изучения кометы Темпеля 1 предлагалось использовать АМС «Stardust», направив ее после пролета кометы Вильда к комете Темпеля 1. Как показали дальнейшие наблюдения, в месте попадания импактора образовался кратер глубиной 30 м и диаметром 100 м.
Параметры гелиоцентрической орбиты АМС после пролета кометы составили 0,93 х 1,56 а.е. Первоначально планировалось прекратить работу с АМС «Deep Impact» в августе 2005 года в связи с выполнением программы, однако, в конце июля было решено вопрос о дальнейшем использовании АМС пока оставить открытым. 20.07.05 была проведена коррекция траектории, которая обеспечила пролет АМС около Земли 31.12.07 г.
График полета АМС «Deep Impact» показан в табл. 3.47.

6.16.1. «EPOXI» - Продолжение «Deep Impact»
В 2006 году на конкурс по программе Discovery было подано два предложения по дальнейшему использованию АМС «Deep Impact». В частности, в проекте DIXI (Deep Impact eXtended Investigation - Продолженные исследования Deep Impact) предлагалось после гравитационного маневра у Земли направить АМС к комете Бётина (85P/Boethin), сближение с которой могло бы состояться в таком случае в декабре 2008 года. Вторым проектом было предложение Дрейка Деминга из Цетра Годдарда NASA об использовании камеры высокого разрешения АМС «Deep Impact» для фотометрии звезд с целью обнаружения у них планет (проект EPOCh). По изменениям блеска звезд и отраженного света планет с использованием различных фильтров исследователи рассчитывали подтвердить наличие планет класса Юпитера около наблюдаемых звезд.
Летом 2007 года NASA приняла решение объединить оба предложения, т.к. наблюдения по проекту EPOCh могут быть сделаны во время перелета к комете по проекту DIXI. Объединенная программа нового этапа работ с АМС «Deep Impact» получила название EPOXI (EPOCh+DIXI). В сентябре 2007 года произошло уточнение цели: т.к. найти комету Бётина (85P/Boethin) на ожидавшейся траектории не удалось, было принято решение не рисковать и направить АМС к комете Хартли-2 (103P/Hartley 2). Правда, при этом выяснилось, что, в отличие от кометы Бётина, сблизиться с кометой Хартли удастся только в конце 2010 года, что означало два дополнительных пролета Земли и два дополнительных года работы с АМС.
04.11.10 г. АМС «Deep Impact» пролетела на расстоянии 700 км от кометы Хартли-2 и выполнила успешное фотографирование кометы, а также провела наблюдения бортовыми научными приборами, получив ценные научные результаты. На снимках было обнаружено нигде ранее не наблюдавшееся явление - извержения углекислого газа с образованием «снежных бурь».
В связи с сохранившейся работоспособностью АМС и имеющимся запасом топлива было решено перенаправить АМС «Deep Impact» к астероиду 2002GT (163249). В ноябре 2011 г. и в октябре 2012 г. было проведено две коррекции траектории АМС. Сближение с астероидом должно было произойти в январе 2020 г. Во время полета АМС продолжал наблюдения за выбранными звездами, а также за обнаруженной в 2012 году кометой C/2012 S1 (ISON).
08.08.13 г. состоялся последний радиосеанс связи с АМС. Попытки восстановить связь не увенчались успехом. Предположительной причиной называется сбой в бортовом компьютере и потеря ориентации на Солнце, приведшая к прекращению подачи электроэнергии с солнечных батарей и замерзанию аккумуляторов.
За 8 лет работы от АМС «Deep Impact» было получено около 500 000 снимков, проведено изучение при близком пролете двух комет - Темпеля-1 и Хартли-2, получены снимки еще нескольких комет. Переданные АМС данные произвели переворот в понимании строения комет.


ИССЛЕДОВАНИЕ АСТЕРОИДОВ
7.5.2. АМС «NEAR» по программе «Discovery»
АМС «NEAR», разработанная по программе «Discovery» Лабораторией прикладной физики (APL) Университета Джонса Хопкинса, первоначально предназначалась для исследования астероида Шумейкер (Shoemaker), орбита которого проходит недалеко от Земли. В честь трагически погибшего планетолога, именем которого был назван и астероид, АМС в ходе полета присвоили имя «NEAR Shoemaker». Из-за задержки с подготовкой АМС цель полета была изменена, и АМС была перенацелена на полет к астероиду Эрос (433 Eros).
Корпус АМС выполнен в виде восьмигранной призмы со стороной 1,7 м и высотой 3 м. На корпусе были закреплены 4 панели солнечных батарей и остронаправленная антенна диаметром 1,5 м. ДУ состоит из ЖРД тягой 45 кгс, работающего на гидразине и четырехокиси азота, и 11 ЖРД малой тяги, работающих на монотопливе.
На АМС была установлена следующая научная аппаратура:
- рентгеновский/гамма спектрометр;
- инфракрасный спектрометр;
- мультиспектральная телекамера;
- лазерный высотомер;
- магнитометр.
Масса АМС при старте равнялась 805 кг, в том числе 318 кг топлива. Для запуска АМС использовалась РН Delta II.
Запуск АМС «NEAR» был осуществлен 17.02.96 года. После одного витка по гелиоцентрической орбите АМС выполнила гравитационный маневр при пролете Земли (23.01.98 г., минимальное расстояние 541 км), после чего перешла на траекторию сближения с астероидом. Программой полета было предусмотрено сближение с астероидом Эрос 10.01.99 г., переход на орбиту вокруг астероида и проведение исследований примерно в течение 1 года.
До сближения с астероидом Эрос АМС 27.06.97 года пролетела на расстоянии 1 212 км от астероида Матильда (253 Mathilda). Относительная скорость пролета составила 9,93 км/с. Было проведено фотографирование астероида с разрешением до 180 м. По полученным телеизображениям были определены размеры астероида Матильда - 66 х 48 х 46 км.
При включении ДУ 20.12.98 г. АМС потеряла ориентацию, связь с ней прервалась. В результате 23.12.98 года АМС пролетела на расстоянии 3 287 км от астероида Эрос. Сблизиться с астероидом и выйти на орбиту около него удалось только «нагнав» астероид 14.02.00 г. по скорректированной траектории. АМС догнала Эрос и вышла на орбиту с высотой над поверхностью астероида 327 х 370 км. Эрос оказался похожим на гантель с размерами примерно 13 х 13 х 33 км. Получено около 160 000 изображений поверхности астероида с разных высот, так как в процессе исследований орбиту АМС постоянно изменяли.
АМС выполняла программу исследований в течение года, после чего специалисты NASA приняли решение осуществить мягкую посадку АМС на поверхность астероида. Несмотря на то, что специального оборудования для анализа материала астероида на борту АМС не было установлено, было решено попытаться получить телеизображения со сверхблизкого расстояния и провести некоторые дополнительные измерения с помощью имевшихся научных приборов.
12.02.01 г. АМС «NEAR» опустилась на поверхность астероида Эрос. Скорость в момент касания составила 1,5-1,8 м/с. Сигнал с АМС после посадки был получен, но телеизображений с поверхности астероида получить не удалось. Последний снимок поверхности астероида был сделан с высоты 120 м.
АМС коснулась поверхности астероида двумя консолями солнечных батарей и днищем. Анализ показал, что можно продолжить работу с гамма-рентгеновским спектрометром, что и было выполнено в течение трех сеансов связи. 28.02.01 г. работа с АМС «NEAR» была прекращена.
Это была первая в мире посадка на малое небесное тело, до этого осуществлялись мягкие посадки только на Луну, Марс и Венеру.


7.5.3. Проект АМС «NEARS»
Проект АМС «NEARS» был предложен в 1994 году на конкурс в рамком программы «Discovery». Проект предусматривал создание АМС, конструктивно аналогичной АМС «NEAR», но часть приборов должна быть заменена устройством для обстрела астероида и захвата частиц, выброшенных с поверхности астероида после обстрела. Предлагалось отправить АМС «NEARS» к астероиду 4660 Нерей, который предположительно состоит из углеродистого материала. Сближение с астероидом должно было состояться в 2001 году, а возвращение на Землю капсулы с захваченными образцами материала астероида - в 2004 году.

7.6. АМС «Deep Space 1»
АМС «Deep Space 1» (DS1) - первая из серии АМС, разработанных по программе «New Millenium».
В задачи полета входило:
- отработка новых технологий АМС;
- изучение химического состава, геоморфологии, размеров, динамики вращения и атмосферы целевых объектов;
- измерение солнечного ветра во время полета;
- изучение взаимодействия солнечного ветра с объектами изучения;
- изучение состава кометной комы.
Научная аппаратура АМС:
- MICAS - (Miniature Integrated Camera-Spectrometer) - комплекс, объединяющий два канала видимого изображения с ультрафиолетовым и инфракрасным спектрометром;
- PEPE (Plasma Experiment for Planetary Exploration) - ионно-электронный спектрометр.
Основу конструкции АМС составляет восьмигранная рама размерами 1,1 х 1,1 х 1,5 м, на которую закреплено оборудование. Полностью собранная АМС имеет размеры 2,5 х 2,1 х 1,7 м.
АМС оборудована электрическим ионным двигателем, имеющим максимальную тягу 0,009 кгс. Двигатель использует в качестве рабочего тела ксенон.
Две панели солнечных батарей общей площадью 14,5 м² (размах 11,8 м) выполнены по новой технологии, испытания которой также входят в список задач полета АМС.
Масса АМС - 486,3 кг, в том числе 31,1 кг гидразина и 81,5 кг ксенона. РН - Delta II (7326-9.5), в качестве третьей ступени использовался РБ Star 37FM.
По плану 1996 года АМС должна была стартовать в первой половине 1998 года, 26.01.1999 года пролететь около астероида Маколифф, а 01.07.2000 года выполнить пролет кометы Уэст-Кохоутек-Икемуры. В связи с задержкой в готовности АМС запуск был перенесен на более позднее время, и программа полета откорректирована. Так, новыми целями стали астероид Брайль (9969 Braille) и кометы Уилсона-Харрингтона и Борелли.
АМС «Deep Space 1» была запущена 24.10.98 года. 28.07.99 года АМС пролетела на расстоянии 26 км от астероида Брайль (9969 Braille, он же 1992 KD) с относительной скоростью 15,5 км/с. Из-за сбоев в работе автономной навигационной аппаратуры при подлете к астероиду АМС не удалось сориентировать необходимым образом, в результате чего изображений астероида получено не было.
Также не была получена нужная ориентация АМС и после пролета. Удалось получить только два изображения с расстояния около 14 000 км.
В конце 1999 года началась вторая фаза полета. Исходный план предусматривал сближение с кометой Уилсона-Харрингтона (Wilson-Harrington), но из-за отказа звездного датчика выполнение этой части программы оказалось невозможным. Специалисты NASA рассчитали траекторию сближения с третьим целевым объектом - кометой Борелли (19P/Borelly) без использования звездного датчика. Было израсходовано около 22 кг для дополнительного разгона АМС на 1 300 м/с, и 22.09.01 года АМС «Deep Space 1» пролетела на расстоянии 2 171 км от ядра кометы с относительной скоростью 16,58 км/с. Встреча произошла на расстоянии от Солнца 1,36 а.е. Научные измерения и фотографирование кометы были успешно выполнены. За 160 секунд до пролета на минимальном расстоянии был сделан наиболее качественный фотоснимок с разрешением около 45 м/пиксел.
18.12.01 года была дана команда на выключение электроионного двигателя АМС в связи с завершением работы с АМС «Deep Space 1». Однако, радиоприемное устройство АМС было оставлено включенным, на случай, если будет решено возобновить работу АМС с какой-либо целью. АМС осталась на орбите с полуосями 1,3 х 1,44 а.е., наклонением 0,22 и периодом 1,6 года.
Руководство проекта рассматривало возможность сближения АМС в августе 2002 года с астероидом 1999КК1, но проведенный анализ показал, что запаса гидразина для двигателей системы ориентации не хватит для выполнения новой задачи.

7.8. Проект АМС «Clementine 2»
Проект предусматривал создание АМС «Clementine 2» и запуск ее к астероидам 433 Эрос и 4179 Тутатис. АМС должна была доставить к астероидам и сбросить несколько пенетраторов. Основная задача - исследование технологий воздействия на астероиды, угрожающих столкновением с Землей.
Работы по проекту были прекращены в 1997 году из-за отсутствия финансирования.

7.9. Проект АМС «Oracle»
Группа разработчиков АМС «Clementine» представила в 1995 году на конкурс по программе «Discovery» проект «Oracle» (ORigins of Asteroids, Comets and Life on Earth - Зарождение астероидов, комет и жизни на Земле), который предусматривал создание АМС, аналогичной АМС «Clementine», но оснащенными новейшей аппаратурой. АМС «Oracle» должна была выполнить облет кометы и двух принципиально разных астероидов. Для запуска планировалось использовать РН Titan 2G.

ИЗУЧЕНИЕ СОЛНЦА И МЕЖПЛАНЕТНОГО ПРОСТРАНСТВА
8.6.4. Проект 1993 года
В 1992-1993 годах в JPL был подготовлен полностью переработанный проект АМС «Solar Probe». Конический тепловой экран был заменен на боковой, эллиптической формы, игравший также роль остронаправленной антенны. Длина АМС 4 м, диаметр - 1 м. Электропитание осуществляется от радиоизотопного генератора.
Масса АМС - 170 кг, в т.ч. 20,4 кг научных приборов. Для запуска АМС к Юпитеру требовалась РН Delta II.
АМС после гравитационного маневра у Юпитера должна была выйти на полярную околосолнечную орбиту с небольшой высотой перигелия. За счет прямого полета к Юпитеру (без маневров у Земли и Венеры) длительность перелета к Солнцу сокращалась почти втрое. Запуск АМС намечался на 2000 г.

8.6.5. Проект 1994-1997 г.
В 1994 году между NASA и Российским Космическим Агентством была согласована программа, получившая название «Лед и Пламя» («Ice and Fire») и утвержденная вице-президентом США А.Гором и премьер-министром России В.Черномырдиным. В соответствии с этим документом США и Россия разрабатывают АМС для отправки к Солнцу и к Плутону. Для полета к Солнцу каждая из сторон создает свою АМС, а для полета к Плутону NASA разрабатывает перелетный модуль, а Россия - посадочную АМС.
Запуск солнечных АМС - российской АМС «Пламя» и американской АМС «Solar Probe», - должен был производиться одной РН «Протон-К» с разгонными блоками «ДМ» и «Star-48B».
АМС «Solar Probe» по проекту 1994-1997 годов представляет собой несколько доработанный вариант 1993 года. Так, масса АМС 200 кг, в т.ч. 22 кг научной аппаратуры. АМС должна была выводиться на орбиту с минимальным расстоянием до Солнца в четыре солнечных радиуса. Российская АМС должна была вести наблюдения с расстояния в 10 радиусов Солнца.
К 1996 году стало ясно, что Россия не имеет средств для создания своей АМС «Пламя», и в дальнейшем NASA вела разработку АМС «Solar Probe» и подготовку запуска самостоятельно.
По состоянию на конец 2000 года срок запуска был передвинут на 2007 год, и расчетный график полета АМС выглядел следующим образом:
- февраль 2007 года - старт;
- июнь 2008 года - пролет Юпитера;
- октябрь 2010 года - первый пролет Солнца;
- январь 2015 года - второй пролет Солнца;
- 31.03.16 года - завершение обработки научных данных.
К 2002 году срок запуска АМС «Solar Probe» был перенесен на 2010 год.

8.8. АМС «Genesis»
АМС «Genesis» (Genesis Solar Wind Sample Return) создавалась в рамках программы «Discovery» для сбора частиц солнечного ветра и возвращения их на Землю для лабораторных исследований.
Первоначально этот проект был предложен на конкурс в 1995 году под названием «Suess-Urey». После того, как он не был принят (тогда был выбран проект «Stardust»), проект «Suess-Urey» был доработан и снова предложен для реализации в рамках программы «Discovery» под названием «Genesis».
Конструктивно АМС состояла из орбитального блока и возвращаемого модуля. Орбитальный блок имел размеры 2,0 х 2,3 м. Размер по панелям солнечных батарей составляет 6,8 м. АМС стабилизировалась вращением со скоростью 37,5 об/мин. КТДУ АМС работала на одно-компонентном топливе (гидразин).
Масса орбитального блока 636 кг, в т.ч. 142 кг топлива.
Возвращаемый модуль имел форму диска с конусовидными днищами. Диаметр модуля - 1,62 м. высота - 1,31 м. В модуле был размещен контейнер диаметром 0,973 м с ловушками солнечной плазмы. Ловушки представляли собой пластины из нескольких особо чистых материалов, в которые частицы солнечного ветра должны внедряться и сохраняться для обнаружения и исследования в лаборатории. Масса возвращаемого модуля - 210 кг.
Схема полета АМС выглядела следующим образом:
- АМС выводится на расчетную орбиту (в точке либрации L1);
- крышка контейнера с ловушками открывается;
- начинается сбор солнечной плазмы;
- по окончании сбора крышка закрывается;
- АМС переходит на геоцентрическую орбиту;
- возвращаемый модуль отделяется и входит в атмосферу Земли;
- после торможения в атмосфере на высоте 33 км раскрывается тормозной парашют;
- на высоте 6 км раскрывается основной парашют;
- специально дежурящие вертолеты осуществляют перехват возвращаемого модуля на высоте 2,5 км;
- АМС продолжает полет по геоцентрической орбите с проходом через район точки либрации L1.
Запуск АМС «Genesis» был произведен 08.08.01 года ракетой-носителем Delta II (7326). 16.11.01 года АМС достигла либрационной точки L1 системы Земля-Солнце, находящейся на расстоянии 0,01 а.е. от Земли (в сторону Солнца). Включением КТДУ АМС была выведена на орбиту вокруг точки L1. 03.12.01 г. была открыта крышка контейнера с ловушками. Сбор частиц солнечной плазмы продолжался 30 месяцев, до апреля 2004 года.
Возвращение АМС к Земле продолжалось 5 месяцев. 08.09.04 года возвращаемый модуль вошел в атмосферу Земли, но парашют не раскрылся, и модуль врезался в землю со скоростью около 86 м/с. Корпус модуля частично разрушился, однако, часть ловушек осталась неповрежденной, и ученые NASA получили основную часть ожидавшихся результатов.
В 2003 г. выдвигалось предложение «Exodus» продлить полет КА Genesis после завершения основной программы. Проект предусматривал исследования плазмы в 10-20 млн. км позади Земли, но не нашел поддержки, так как «предполагаемый научный выход не оправдывал финансовых затрат».

ТЕЛЕСКОПЫ В ДАЛЬНЕМ КОСМОСЕ
9.3. КА «Kepler»
*1994 - первые упоминания? (хл.)
КА «Kepler» - космический телескоп, основной задачей которого является обнаружение внесолнечных планет, похожих на Землю. Для решения этой научной задачи применен метод фиксирования уменьшения блеска звезды во время прохождения планеты по ее видимому диску. КА представляет собой телескоп системы Шмидта, имеющий главное зеркало диаметром 1,4 м и коррекционную линзу диаметром 0,95 м. Спектральный диапазон телескопа - от 430 до 890 нм. Отраженный от главного зеркала свет фокусируется на приемном устройстве, которое представляет собой мозаику из 21 пары высокочувствительных ПЗС-матриц размером 59х28 мм и разрешением 2 200 х 1 024 пиксела каждая.
Размеры КА - диаметр 2,7 м, длина - 4,7 м. Масса при старте - 1 054 кг, в том числе 478 кг - телескоп, 11,7 кг - гидразин для двигателей ориентации. Энергопитание аппаратуры обеспечивается четырьмя фиксированными панелями солнечных батарей общей площадью 10,2 м2.
КА «Kepler» запущен 06.03.09 г. ракетой-носителем Delta 2 (вариант 7925-10L) и выведен на гелиоцентрическую орбиту с параметрами: наклонение - 0,477 град., перигелий - 143,9 млн. км, афелий - 156,2 млн. км, период обращения 367 суток.
По состоянию на август 2013 года КА находился на гелиоцентрической орбите с параметрами: наклонение - 0,45 град., перигелий - 146,1 млн. км, афелий - 157,0 млн. км, период обращения 372,5 суток.
По первоначальной программе работа КА «Kepler» должна была завершиться в ноябре 2012 году. В апреле 2012 года было принято решение продлить работу до 2016 года, но фактически работа КА была прекращена уже в августе 2013 года из-за выхода из строя двух гироскопов из четырех, что сделало невозможным точное нацеливание телескопа на интересующий объект.
Причиной нарушения ориентации КА при двух работающих гироскопах явилось давление солнечного света. Специалистами NASA был разработан способ сохранения ориентации в некоторых ограниченных положениях КА, при котором давление солнечного света самоуравновешивается и не создает вращающего момента. Благодаря такому методу наблюдения были продолжены в нескольких районах звездного неба. 30.11.2018 года NASA сообщила о прекращении работы с телескопом «Kepler».
За время работы КА «Kepler» до ноября 2017 года обнаружил 5 011 кандидатов в экзопланеты, из которых 550 - твердые планеты. Девять из этих планет находятся в «зонах обитаемости» своих звезд, то есть, на таком удалении от центрального светила, которое обеспечивает температурные условия, близкие к земным.

9.4. КА «NGST/JWST»
*1996 - первые упоминания? (хл.)
NGST (New Generation Space Telescope) - космический телескоп нового поколения. В 2002 году проект получил наименование «Космический телескоп имени Джеймса Вебба» (JWST - James Webb Space Telescope) в честь руководителя NASA, занимавшего этот пост с 1961 по 1968 год.
Основное назначение JWST - исследование далеких галактик и туманностей, скоплений звезд и планетных систем. Размер основного составного зеркала - 6,5 м, что должно повысить чувствительность телескопа по сравнению с телескопом им. Хаббла в 400 раз (по другим данным - в 100 раз). Особый упор в аппаратуре сделан на наблюдения в инфракрасном диапазоне. Для защиты зеркала и аппаратуры телескопа от излучений Солнца и Земли используется экран большого размера. Масса КА около 6,2 т.
КА «JWST» должен быть выведен в точку либрации L2 системы Солнце-Земля, расположенную в 1,5 млн. км от Земли дальше от Солнца. Первоначально запуск планировалось произвести в 2013 г. По состоянию на 2019 год срок запуска - 2021 год.

АМС В ТОЧКАХ ЛИБРАЦИИ
10.4. АМС «Wind»
(впервые упомянута в 1991-м - хл)
АМС «Wind» была разработана в рамках Международной программы солнечно-земной физики, целью которой являлось изучение взаимодействия солнечного ветра с магнитным полем Земли.
АМС имела форму цилиндра диаметром 2,4 м и высотой 1,8 м. Стартовая масса АМС 1 195 кг, в т.ч. 300 кг топлива для двигателей системы ориентации. АМС «Wind» была запущена 01.11.94 года и, после выполнения гравитационного маневра при пролете Луны, направлена к точке либрации L1 системы Солнце-Земля.

10.5. КА «ACE»
КА «ACE» (Advanced Composition Explorer) - научно-исследовательский КА для изучения состава частиц солнечного ветра и межпланетного газа в точке либрации L1 системы Солнце-Земля. Параметры гало-орбиты 248 000 х 298 000 км вокруг точки либрации в плоскости, перпендикулярной плоскости эклиптики.
Длина КА - около 1,0 м, поперечный размер - 1,6 м. Стартовая масса КА 756,5 кг, включая 189 кг топлива. КА «ACE» стабилизируется вращением со скоростью 5 об/мин.
Запуск КА произведен 25.08.97 г. ракетой-носителем Delta 7000.

10.6. КА «WMAP»
«WMAP» (Wilkinson Microwave Anisotropy Probe) - КА для исследования внегалактических микроволновых излучений. Первоначально КА носил название «MAP». В феврале 2002 года к названию добавили имя американского профессора, физика и космолога Дэвида Уилкинсона, руководившего созданием основного прибора КА «MAP».
Масса КА 840 кг, в т.ч. 72 кг топлива. Запуск КА «WMAP» произведен 30.06.01 года ракетой носителем Delta 7000. КА был выведен на высокоэллиптическую орбиту.
На четвертом витке 30.07.01 г. КА совершил гравитационный маневр при пролете Луны (минимальное расстояние от поверхности 5 000 км) и был направлен в точку либрации L2 системы Солнце-Земля - для укрытия в тени Земли от потока излучений, идущего от Солнца.
Через 3 месяца КА достиг точки назначения и с помощью бортовой ДУ вышел на сложную орбиту около точки либрации L2. При наблюдении с Земли орбита выглядит как одна из фигур Лиссажу. Для поддержания устойчивости орбиты КА необходимо выполнять 4 коррекции орбиты в год.
КА «WMAP» проработал в точке либрации 9 лет вместо двух расчетных лет. Последние научные данные с КА были получены 20.08.10 г. 08.09.10 г была включена бортовая ДУ для увода КА «WMAP» из точки либрации. КА был переведен на гелиоцентрическую орбиту.
Данные, полученные с КА «WMAP», позволили ученым составить карту интенсивности реликтового излучения и построить достаточно точную и логичную модель истории и структуры нашей Вселенной.

10.7. КА «Triana»
Проект доставки АМС в точку либрации L1 между Землей и Солнцем для непрерывного мониторинга погоды на освещенном полушарии Земли. Снимки Земли планировалось в реальном масштабе времени помещать в Internet для образовательных целей. Разработка КА «Triana» велась с 1998 года. Запуск КА планировалось выполнить в конце 2000 г. - начале 2001 г. с помощью МТКК Space Shuttle.
Проект встретил активное сопротивление Конгресса, в результате которого остался без финансирования на 2000-2002 гг., а в 2005 году был закрыт. Почти полностью изготовленный КА «Triana» был помещен на хранение в Центре космических полетов им. Годдарда.
В 2008 году была проведена проверка исправности оборудования КА, показавшая полную исправность систем КА.
В 2011 году было принято решение создать на базе КА «Triana» АМС для наблюдения за Солнечной активностью из точки либрации L1, что позволит обнаруживать выбросы частиц солнечного ветра за 15-60 минут до того, как они достигнут Земли. КА получил название DSCOVR.

ЗА ПРЕДЕЛЫ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ

11.3. Проект АМС «Interstellar Probe»
В 1999 году специалисты JPL разработали концептуальный проект АМС «Interstellar Probe» (Межзвездный зонд). АМС в начале полета должна использовать солнечный парус диаметром 400 м, который обеспечит разгон АМС до скорости 15 а.е./год (~70 км/с). На удалении 5 а.е. парус должен быть сброшен, так как давление солнечного света уже падает до незначительной величины, в то время как встречные потоки межзвездного ветра могут тормозить АМС. Предполагалось, что АМС за 15-30 лет сможет провести исследования до расстояний 200-400 а.е. от Солнца, выполнив наблюдения пояса Койпера, границ гелиосферы и ближнего мезвездного пространства.
Масса АМС 150 кг. Предлагалось выполнить запуск в 2006 году.